RIM-2 Terrier ist die Bezeichnung der ersten US-amerikanischen seegestützten Boden-Luft-Rakete mittlerer Reichweite. Die Terrier hatte einen Startschub von 2.300 kgf, eine Startmasse von 1.392 kg, einen Durchmesser von 0,34 m, eine Länge von 8,08 m und einer Flossenspannweite von 1,59 m. Die Reichweite betrug rund 32 Kilometer. Sie bestand aus einer Startstufe und einer Zweitstufe, welche die Lenksysteme und den Sprengkopf enthielt. Erstmals wurde sie ab 1955 auf den Baltimore-Umbauten USS Boston (CAG-1) und USS Canberra (CAG-2) verwendet.

Spätere Varianten der Terrier wurden unter dem Namen RIM-67 Standard Missile produziert.

 

Modifikationen

 

Die Startstufe von ausgemusterten Terrier und Standard-Raketen wurde auch als Basis für verschiedene Höhenforschungsraketen verwendet. Hierfür wurde die Terrier mit diversen Oberstufen, wie der Asp, der Tomahawk oder der Orion, ausgestattet.

• Höhenforschungsraketen
  • Terrier Asp
  • Terrier Lynx
  • Terrier Malemute
  • Terrier Oriole
  • Terrier Sandhawk
  • Terrier Tomahawk

MGM-1 Matador
Allgemeine Angaben
Typ:	Marschflugkörper
Hersteller:	Glenn L. Martin Company
Entwicklung:	1949
Indienststellung:	1954
Technische Daten
Länge:	12,10 m
Durchmesser:	1.200 mm
Gefechtsgewicht:	5.400 kg
Spannweite:	8.700 mm
Antrieb: Erste Stufe: Zweite Stufe:	Feststoffbooster Allison J33-A-37 Turbojet mit 20 kN Schub
Geschwindigkeit:	Mach 0,9
Reichweite:	1.050 km
Ausstattung
Zielortung:	INS plus Funkkommandolenkung
Gefechtskopf:	W5 Nukleargefechtskopf 40 kt
Waffenplattformen:	Verbunkerte Stellung

 

Die MGM-1 Matador war der erste US-amerikanische militärische Marschflugkörper. Sie wurde ab 1949 entwickelt und trug einen nuklearen Sprengkopf. Die Waffe war während des Kalten Krieges auch in Westdeutschland stationiert. Vorläufer der Matador als selbständig fliegender Marschflugkörper war die deutsche Konstruktion Fieseler Fi 103 (V1) aus dem Jahr 1943.

 

Entwicklung und Technik

Der erste Start einer Matador mit der Typenbezeichnung XSSM-A-1 fand im Januar 1947 auf der White Sands Missile Range statt, ab 1951 wurden die Tests auf der Patrick Air Force Base in Florida weitergeführt. 1953 war die erste Matador-Batterie des US-Militärs einsatzbereit. Sie war mit nuklearen Gefechtsköpfen W5 bestückt, die eine vergleichsweise geringe Sprengkraft von 40 kT TNT besaßen.

Der Flugkörper wurde via Funkfernsteuerung gelenkt und mit einem Netzwerk von Radarstationen am Boden verfolgt. Die Funkverbindung setzte eine direkte Luftlinie voraus, daher war die Reichweite auf 400 km begrenzt. Sie war zudem durch mögliche gegnerische Störmaßnahmen gefährdet.

1954 begann daher die US Air Force mit der Entwicklung der YTM-61C-Version, die das Shanicle-Steuersystem (Short Range Navigation Vehicle) verwendete. Es bestand aus einer Reihe bodengestützter Mikrowellen-(Radar-)Sender, die ein Funknetz zur Darstellung von Entfernung und Azimuth generierten, auf dessen Basis die Matador navigierte. Damit konnte die nutzbare Reichweite auf maximal 1.000 km ausgedehnt werden.

Die letzten Matador wurden 1962 außer Dienst gestellt, nachdem 1.200 Stück hergestellt worden waren.

Neben Japan und Südkorea wurden die Marschflugkörper auch in Westdeutschland stationiert: In Rheinland-Pfalz wurden verbunkerte Silos bei Idenheim und Rittersdorf gebaut, aus denen die Flugkörper unter Führung der 701st (ab 1958 der 38th) Tactical Missile Wing hätten gestartet werden können. Identische Anlagen gab es auf der japanischen Inselgruppe Okinawa.

MIM-3 Nike Ajax
Allgemeine Angaben
Typ:	Boden-Luft-Lenkwaffensystem
Hersteller:	Western Electric, Bell, Douglas
Entwicklung:	ab 1945
Indienststellung:	1951 (ungelenkt: 1946)
Stückpreis:	20.000 USD (1958)
Technische Daten
Länge:	10,61 m
Durchmesser:	1. Stufe: 0,42 m 2. Stufe: 0,30 m
Gefechtsgewicht:	1.110 kg mit Booster
Spannweite:	1. Stufe: 1,62 m 2. Stufe: 1,37 m
Antrieb: Erste Stufe: Zweite Stufe:	Hercules M5E1 Feststoffbooster Bell Flüssigkeits-Raketentriebwerk
Geschwindigkeit:	Mach 2,3
Reichweite:	48 km
Ausstattung
Zielortung:	radargeführte Kommandolenkung
Gefechtskopf:	136-kg-Splittergefechtskopf in drei getrennten Ladungen
Zünder:	Funkkommando
Waffenplattformen:	ortsfeste Raketenstellung

 

Die MIM-3 Nike Ajax ist eine Flugabwehrrakete, die im Rahmen des US-amerikanischen „Nike“-Programms entwickelt wurde. Sie war die weltweit erste gelenkte Überschall-Flugabwehrrakete, die zum operativen Einsatz kam, wurde aber ab 1958 kontinuierlich durch ihren Nachfolger MIM-14 Nike Hercules ersetzt.

Geschichte

Gegen Ende des Zweiten Weltkrieges erkannte die US Army angesichts der zunehmenden Einsatzhöhen und -reichweiten von Bombern, der absehbaren Einführung leistungsfähiger Strahlflugzeuge und nach Berichten über den Stand der deutschen Raketenforschung die Notwendigkeit einer Flugabwehrrakete. Das Projekt wurde zunächst als „major caliber anti-aircraft rocket torpedo“ bezeichnet. Daraufhin beauftragte die US-Army im Februar 1945 die Unternehmen Western Electric und Bell Telephone Laboratories, die bereits Erfahrungen mit der Entwicklung von Radar- und Waffenkontrollsystemen hatten, mit einer Machbarkeitsstudie über ein Luftabwehr-Raketensystem. Nachdem diese Studie positiv ausfiel und die Rahmenbedingungen festlegte, wurde Mitte 1945 die Entwicklung unter der Bezeichnung „XSAM-G-7“ beschlossen und Western Electric als Hauptvertragspartner ausgewählt. Als Subunternehmen wurden Bell Labs (verantwortlich für Radarsystem und Computer), das Picatinny Arsenal (Gefechtskopf), Aerojet Engineering (Feststoff- und Flüssigkeitstriebwerk) und die Douglas Aircraft Company (Flugkörper) einbezogen. Der ursprüngliche Entwurf sah dabei für den Flugkörper die kreisförmige Anbringung von acht Feststoffboostern am Heck der Rakete vor.

Der erste Bodentest der Rakete erfolgte im September 1946 auf dem „White Sands Proving Ground“ in New Mexico. Der erste (noch ungelenkte) Start wurde eine Woche später durchgeführt, wobei die Rakete Kameras und Messgeräte anstelle eines Gefechtskopfes trug. Im Jahr 1947 wurden die Testflüge weitergeführt, während gleichzeitig Experimente zur Zielverfolgung mittels eines Monopuls-Radars erfolgten. Allerdings kam es durch Probleme mit der Zuverlässigkeit der Booster zu erheblichen Verzögerungen im Zeitplan, so dass 1948 beschlossen wurde, die ursprüngliche Konfiguration zu verwerfen und stattdessen den vom Allegheny Ballistics Laboratory entwickelten einteiligen Booster des „RIM-2 Terrier“-Raketenprogramms der US-Navy anzupassen. Nachdem die Probleme gelöst waren und das Projekt rasche Fortschritte machte, wurde im Januar 1949 mit Western Electric, den Bell Laboratories und Douglas Aircraft ein Vertrag über die Produktion von 1.000 der nun „SAM-A-7“ genannten „Nike Ajax“-Raketen und 60 Bodeninstallationen abgeschlossen. Im Februar 1951 gelang der erste Abschuss einer „QB-17“-Drohne auf dem Versuchsgelände von White Sands, woraufhin der Aufbau einer Lehrbatterie durch das Army Anti-Aircraft Command (ARAACOM) erfolgte und die Ausbildung von Bedienungsmannschaften begann.

Im März 1954 wurde die erste reguläre „Nike Ajax“-Einheit in Fort Meade, Maryland, aufgestellt. Im Laufe der nächsten vier Jahre wurden rund 200 Batterien um Großstädte und strategische Ziele in den nördlichen USA aufgebaut. Allerdings begann dort schon 1958 der Ersatz durch die „MIM-14 Nike Hercules“ mit höherer Reichweite, während die "Nike Ajax" nun bei im Ausland stationierten US-Truppen eingesetzt wurde. In den USA wurde die letzte "Nike Ajax"-Batterie im Jahr 1963 deaktiviert. Insgesamt wurden 13.714 Raketen hergestellt.

Im Rahmen der Einführung eines einheitlichen Kennzeichnungssystems nach AFI 16-401(I)^[1] wurde die Typbezeichnung im Jahr 1963 von "SAM-A-7" in "MIM-3" geändert.

Technik

Flugkörper

Die Grundform des eigentlichen Flugkörpers ist ein Zylinder mit ogivaler Spitze und konisch zulaufendem Heck. Am Bugbereich des Rumpfes befinden sich vier Deltaflossen, die als Ruder komplett bewegt werden, sowie im hinteren Drittel des Rumpfes vier weitere starre Deltaflossen, deren Hinterkante als Ruder ausgeführt ist. Beginnend vom Bug ist der Flugkörper in folgende Sektionen unterteilt:

• Gefechtskopf 1 (5,5 kg)
• Stromversorgung, Hydraulik, Rudermaschinen, Antennen und Bordelektronik
• Gefechtskopf 2 (81 kg)
• Oxidator-Tank
• Brennstofftank
• Druckluftspeicher
• Gefechtskopf 3 (55 kg)
• Brennkammer und Düse des Marschtriebwerkes

Antrieb
Als Starttriebwerk kam mit dem M5E1 ein vom Booster der RIM-2 Terrier abgeleitetes einteiliges Feststofftriebwerk zum Einsatz, das von der Hercules Powder Company als Subauftragnehmer gefertigt wurde. Das Triebwerk lieferte für 2,5 Sekunden einen Schub von 246 kN und wurde nach dem Brennschluss abgeworfen.

Als Marschtriebwerk diente ein von den Bell Laboratories entwickeltes Flüssigkeitstriebwerk, das mit inhibierter Salpetersäure (IRFNA) als Oxidator und JP-4 als Brennstoff arbeitete und dabei für die Zeit von 21 Sekunden einen Schub von 12 kN lieferte. Die Zündung des Triebwerkes erfolgte hypergolisch, indem beim Start zusätzlich 1,1-Dimethylhydrazin (UDMH) eingespritzt wurde. Die Brennschlussgeschwindigkeit erreichte in Abhängigkeit von der Flugbahn bis zu Mach 2,3.

Steuerung

Die Steuerbefehle an die Rakete wurden vom Feuerleitsystem auf das Signal des Raketenverfolgungsradars aufmoduliert und über die (analoge) Bordelektronik in Stellbefehle für die Ruder umgesetzt. Die Flossen am Bug dienten dabei als Höhen- und Seitenruder, die Ruderflächen der heckseitigen Flossen als Querruder zur Rollstabilisierung. Die Betätigung der Ruder erfolgte hydraulisch, als Energiespeicher diente Druckluft mit 138 bar.

Gefechtskopf

Die „Nike Ajax“ verwendete einen konventionellen Splitter-Gefechtskopf, bestehend aus „Composition B“ umgeben von zwei Lagen 6 mm großer Würfel aus gehärtetem Stahl. Der Gefechtskopf der Rakete wurde dabei in drei getrennte Segmente unterteilt, um ein gleichmäßiges Streuverhalten der Splitter zu erzielen: Im Bug befindet sich ein 5,5 kg schwerer Teil, ein weiterer mit 81 kg in der Mitte des Rumpfes und ein 55 kg schwerer Teil im Heck. Die Zündung des Gefechtskopfes konnte auf drei Arten erfolgen:

1. automatisch mittels Funkkommando vom Feuerleitcomputer,
2. manuell mittels Funkkommando vom Batterieführer, und
3. automatisch zwei Sekunden nach Abreißen des Lenksignales (zur Selbstzerstörung).

Bodeninstallation

Bedingt durch Umfang und Zahl der notwendigen Systemkomponenten wurde die „Nike Ajax“ ausschließlich aus teilmobilen bzw. vor allem stationären Stellungen heraus eingesetzt. Eine reguläre Nike-Ajax-Batterie ließ sich in drei Bereiche unterteilen:

1. Batterie- und Feuerleitung (battery control) mit Kommunikations- und Kommandozentrum, Feuerleitkomplex, den Radarinstallationen sowie den dazugehörigen Steuerungs- und Energieversorgungssystemen.

2. Starteinrichtungen (launching area) mit typischerweise neun oder zwölf Startrampen (drei Gruppen zu je drei oder vier Rampen) und den dazugehörigen Steuerungs- und Energieversorgungssystemen. Diese wurde auf der Seite der Batterie angelegt, die in Richtung der zu erwartenden Ziele lag, da die Raketen fast senkrecht starteten und die nach dem Brennschluss zum Erdboden zurückfallenden Booster nicht die eigene Stellung treffen durften. Außerdem war ein Mindestabstand zwischen dem Raketenverfolgungsradar und der startenden Rakete notwendig, um eine sichere Erfassung zu gewährleisten.

3. Montage- und Wartungseinrichtungen (assembly and service area) zur Montage, Lagerung, Betankung und Wartung der Flugkörper.

Die Bodeneinrichtungen wurden in der Anfangszeit in Form von Containern und/oder Baracken oberirdisch angelegt. Man ging aber schnell dazu über, Teile der Installation (wie z.B. die Raketenmagazine) in unterirdische Bunker zu verlegen.

Ablauf der Zielbekämpfung

Zur Zielaufklärung diente ein LOPAR (low-power aquisition radar) genanntes, im S-Band arbeitendes Rundblickradar mit 230 km Reichweite, das der Batterie erste Daten über Richtung und Entfernung des Zieles lieferte und eine IFF-Abfrage ausführte. Die Zieldaten wurden an ein im X-Band arbeitendes Zielverfolgungs- (TTR: target-tracking radar) und ein Entfernungsmessradar (TRR: target range radar) übergeben, die das Ziel nun begleiteten und kontinuierlich dessen Koordinaten in Form von Azimut, Elevation und Entfernung bestimmten. Daraus berechnete der analoge Feuerleitcomputer der Batterie den Kurs des Zieles und legte einen Abfangpunkt fest. Nach dem Start des Flugkörpers wurde dieser von einem ebenfalls im X-Band arbeitenden Verfolgungsradar (MTR: missile tracking radar) erfasst, das die aktuellen Koordinaten der Rakete zum Leitrechner übermittelte. Der Feuerleitcomputer berechnete nun kontinuierlich einen Abfangkurs und übermittelte über das MTR die Lenkkommandos an den Flugkörper. Stimmten die Koordinaten von Ziel und Rakete überein, so wurde mittels Funkkommando die Detonation des Gefechtskopfes ausgelöst.

Ein entscheidender Nachteil dieser Leitmethode lag allerdings darin, dass das ganze System aus Leitrechner und drei Radargeräten nur jeweils ein Ziel gleichzeitig verfolgen und bekämpfen konnte, womit der Einsatz beispielsweise gegen Bomberverbände erschwert wurde und die Batterie selbst Ziel eines Angriffes werden konnte.

AIM-4 Falcon
Allgemeine Angaben
Typ:	Luft-Luft-Lenkflugkörper
Hersteller:	Hughes Aerospace Group
Entwicklung:	1946
Technische Daten
Länge:	2,02 m
Durchmesser:	163 mm
Gefechtsgewicht:	61 kg
Spannweite:	508 mm
Antrieb:	Feststofftriebwerk Thiokol M58
Geschwindigkeit:	Mach 3,0
Reichweite:	9,7 km
Ausstattung
Zielortung:	halbaktive Radarzielsuche oder passiv Infrarot
Gefechtskopf:	3,4-kg-Splittergefechtskopf
Waffenplattformen:	Jagdflugzeuge

Hughes AIM-4 Falcon ist ein Infrarot- oder radargelenkte Luft-Luft-Lenkflugkörper der Firma Hughes Aerospace Group.

Entwicklung

 

Die Entwicklung bei der Hughes Aerospace Group begann im Jahr 1946 unter der Projektbezeichnung Dragonfly. Die AIM-4 wurde zur Bekämpfung von Bomberflugzeugen konzipiert. Der erste Teststart wurde 1949 durchgeführt. Die Lenkwaffen waren so konzipiert, dass sie sowohl von den Tragflächen, wie aus den Waffenschächten der Jagdflugzeuge eingesetzt werden konnten. Die Firma Hughes lieferte sowohl die Lenkwaffen wie auch die Radaranlagen und Feuerleitausrüstung für die Flugzeuge. Die Serienfertigung erfolgte im Werk in Tucson ab 1954. Die ersten Exemplare wurden 1956 an die U.S. Air Force ausgeliefert. Die AIM-4 war der erste Luft-Luft-Lenkflugkörper der US-Streitkräfte.

Die Lenkflugkörper trugen zu beginn der Entwicklung die Bezeichnung AAM-A-2. Im Jahr 1955 wurde die Bezeichnung in GAR-1, Bzw. GAR-2/ -3 / -4 geändert. Die Bezeichnung AIM-4 Falcon wurde im Jahr 1965 eingeführt.

Exporte gingen nach Kanada, Finnland, Schweden (lokale Bezeichnung Rb-28) in die Schweiz (lokale Bezeichnung HM-58) und in den Iran.

Die AIM-4 bildete die Grundlage für einer ganzen Familie von Luft-Luft-Lenkwaffen, zu der die AIM-26 Falcon, die AIM-47 Falcon und die AIM-54 Phoenix gehören.

Einsatz

Ab Mai 1967 setzten F-4D Phantom II der U.S. Air Force AIM-4D im Vietnamkrieg ein. Die F-4D konnten zwei AIM-4 und zwei AIM-9 Sidewinder tragen, die von der U.S. Navy entwickelt worden war. Es stellte sich heraus, dass die AIM-4 für den Luftkampf ungeeignet war. Grundproblem war, dass der Infrarotsuchkopf nicht während der gesamten Flugzeit gekühlt werden konnte, da der Kühlmittelvorrat begrenzt war. Sollte der Flugkörper abgefeuert werden, dauerte es etwa fünf Sekunden, bis der Suchkopf gekühlt war – was im Luftkampf eine Ewigkeit bedeutete. Wenn das Ziel nicht mehr aufgefasst werden konnte und der Suchkopf mehrmals gekühlt wurde, war irgendwann das Kühlmittel aufgebraucht. Ebenfalls ungünstig war das Fehlen eines Annäherungszünders, da so das Ziel direkt getroffen werden musste. Mit der AIM-4 konnten etwa fünf vietnamesische Flugzeuge abgeschossen werden, sie wurde aber 1969 zugunsten der Sidewinder zurückgezogen. Die letzten Falcon wurden aber erst mit der Außerdienststellung der F-106 Delta Dart Ende der 1980er-Jahre ausgemustert.

 

Varianten

• AIM-4: Erste Serienversion mit halbaktivem Radarsuchkopf ab 1956; 4.080 Stück produziert.
• AIM-4A: Mit größeren Tragflächen war diese Version wendiger als die AIM-4. Mit verbessertem halbaktivem Radarsuchkopf. Von dieser Version wurden 12.100 Stück produziert.
• AIM-4B: Version ab 1956 mit Infrarot-Suchkopf. Insgesamt 16.000 Stück hergestellt.
• AIM-4C: Version mit verbessertem Infrarot-Suchkopf. Rund 13.000 Stück hergestellt.
• AIM-4D: Komplett überarbeitete Version ab 1963. Entwickelt zur Bekämpfung von wendigen Jagdflugzeugen. Mit verbessertem Infrarot-Suchkopf und neuem Triebwerk der späteren AIM-4G. 4.000 Stück wurden neu hergestellt und weitere 6.000 AIM-4A und-4C wurden auf diesen Standard umgerüstet.
• AIM-4E: Version ab 1958. Speziell für die F-106A entwickelt. Mit neuem Flugkörperrumpf. Mit verbessertem Suchkopf und Raketenmotor sowie neuem Sprengkopf. 300 Stück wurden hergestellt, bevor die Produktion der späteren AIM-4F begann.
• AIM-4F: Version mit verbesserter Elektronik und Suchkopf sowie größerem Triebwerk. Mit großem 13-kg-Gefechtskopf. Bis 1975 wurden 19.000 Stück produziert.
• AIM-4G: Version der AIM-4F mit Infrarot-Suchkopf; 2.700 Stück produziert.
• XAIM-4H: Prototyp mit halbaktivem Laser-Zielsucher; Entwicklung 1971 eingestellt.
• HM-58 bei Bofors und Saab in Lizenz hergestellte AIM-4C für die J-35 Draken. Sie wurden auch als Jaktrobot Robotsystem 28 (RB-28) bezeichnet. Es wurden 3.000 Exemplare gebaut.
• HM-58S bei Bofors und Saab in Lizenz hergestellte AIM-4C für die Schweizer Mirage IIIS.
• RB-28 siehe HM-58

Einsatzflugzeuge

• F-89 Scorpion: max. sechs Lenkflugkörper in Waffenbehältern an den Flügelenden
• F-101 Voodoo: max. vier Lenkflugkörper im Waffenschacht
• F-102 Delta Dagger: max. sechs Lenkflugkörper im Waffenschacht
• F-106 Delta Dart: max. vier Lenkflugkörper im Waffenschacht
• Saab J-35 Draken: max. zwei Lenkflugkörper unter den Tragflächen
• Dassault Mirage IIIS: max. zwei Lenkflugkörper unter dem Rumpf

MGM-5 Corporal
Allgemeine Angaben
Typ:	Kurzstreckenrakete
Heimische Bezeichnung:	SSM-A-17, M2
NATO-Bezeichnung:	MGM-5 Corporal
Herkunftsland:	Vereinigte Staaten Vereinigte Staaten
Hersteller:	JPL und Firestone
Entwicklung:	1947
Indienststellung:	1955
Einsatzzeit:	1955–1964
Technische Daten
Länge:	13,80 m
Durchmesser:	760 mm
Gefechtsgewicht:	5.000 kg
Spannweite:	2.100 mm
Antrieb:	Feststoff-Raketentriebwerk
Geschwindigkeit:	3.500 km/h
Reichweite:	130 km
Ausstattung
Lenkung:	Inertiales Navigationssystem
Gefechtskopf:	W7-Nukleargefechtskopf mit 20 kt
Zünder:	Programmierter Zünder

 

Die MGM-5 Corporal-Rakete war eine militärische Kurzstreckenrakete aus US-amerikanischer Produktion. Sie war die erste Boden-Boden-Rakete der USA, die mit einem nuklearen Sprengkopf ausgerüstet werden konnte. Mit diesem oder einem alternativen konventionellen Sprengkopf sollte die Waffe Ziele in bis zu 140 km Entfernung bekämpfen.

Entwicklung

Die Rakete wurde von der United States Army in Zusammenarbeit mit der Firestone Tire & Rubber Company, der Douglas Aircraft Company, Gilfillan Brothers Inc. und dem Jet Propulsion Laboratory zu Beginn des Kalten Krieges entwickelt. Die Entwicklung fand zunächst auf dem Testgelände der White Sands Missile Range in New Mexico statt. Die amerikanischen Techniker stützten sich zum einen auf die Erfahrung und Expertise aus dem deutschen V2-Programm. Zum anderen konnte auf eigene Erfahrungen aus den Tests mit den Raketen vom Typ Private und WAC Corporal zurückgegriffen werden. Drei einsatzfähige Versionen der Corporal-Rakete wurden entwickelt: Type I, II und III.

• Type I – Die erste serienmäßige Version der Corporal, die ab 1955 eingesetzt wurde.
• Type II – Die Frequenz des Radars von Type II konnte im Gegensatz zu dem von Type I verändert werden^[1], darüber hinaus wurden verschiedene kleinere Verbesserungen an der Rakete und den Startvorrichtungen vorgenommen. Versionen der Type II mit von Gilfillan Brothers Inc. verbessertem Lenksystem erhielten die Bezeichnung IIA und IIB.
• Type III – Die Unterschiede zwischen Type II und III lagen vor allem im nochmals veränderten Lenksystem, das beim Type III vollautomatisch funktionierte, während beim Type II noch währendes des Fluges mehrere Arbeitsschritte durch das Personal am Boden durchgeführt werden mussten. Auch war der Betankungsvorgang bei der späteren Version schneller und sicherer möglich.^[2]

Schon der Type III wurde als shelf-item entwickelt, das heißt, die Entwicklung wurde abgeschlossen, aber die Pläne „ins Regal gestellt“. Die Produktion sollte nur begonnen werden, wenn eine dringende Notwendigkeit dafür entstehen sollte. Stattdessen konzentrierte man nun die Bemühungen auf die MGM-29 Sergeant.

Einsatzprofil

Die Corporal sollte als taktische Kernwaffe im Fall eines Krieges in Europa eingesetzt werden. Das erste Artilleriebataillon mit Corporal-Raketen wurde 1955 aufgestellt. Insgesamt wurden zwölf amerikanische Bataillone mit Corporals ausgestattet; sechs davon waren in Europa stationiert. Die Corporal blieb im Einsatz, bis das Waffensystem 1964 von der Feststoffrakete MGM-29 Sergeant abgelöst wurde.

Obwohl sie die vorderste Linie der atomaren Verteidigung bilden sollte, war die Corporal berüchtigt für ihre geringe Zuverlässigkeit und Treffgenauigkeit.^[3] Die Flüssigkeitsrakete verwendete Salpetersäure und Hydrazin als Treibstoff, was eine komplizierte und zeitraubende Vorbereitung des Startes voraussetzte, denn die Rakete wurde erst unmittelbar vor dem Abfeuern mit den gefährlichen Stoffen betankt. Dadurch war die Fähigkeit zur schnellen Reaktion in Frage gestellt. Die Steuerung übernahm ein verbessertes Radarsystem aus dem Zweiten Weltkrieg. Bis 1955 lag ihre Treffgenauigkeit bei weniger als 50 Prozent und konnte auch später nur leicht verbessert werden.

1954 wurde das Waffensystem an das Vereinigte Königreich verkauft. Teststarts durch britische und deutsche Corporal-Bataillone fanden 1959 auf der schottischen Insel South Uist statt, wo zwischen 1957 und 1958 ein Testgelände der Royal Artillery eingerichtet worden war. Die britischen Tests von 1959 ergaben eine Trefferquote von nur 46 Prozent

SSM-N-8A Regulus
Allgemeine Angaben
Typ:	Marschflugkörper
Hersteller:	Vought
Indienststellung:	1955
Technische Daten
Länge:	9,80 m
Durchmesser:	1.435 mm
Gefechtsgewicht:	4.670 kg + 790 kg Startkrakete
Antrieb: Erste Stufe:	Strahltriebwerk Allison J33-A-18A (20 kN) 2 Feststoffraketen Aerojet General (je 146 kN)
Geschwindigkeit:	960 km/h
Reichweite:	925 km
Ausstattung
Gefechtskopf:	W5-Nuklearsprengkopf mit 40 kt oder W27-Nuklearsprengkopf mit 2,0 Mt
Waffenplattformen:	Kriegsschiff

 

Die SSM-N-8A Regulus war ein nuklear bewaffneter Marschflugkörper des US-amerikanischen Herstellers Vought, der von 1955 bis 1964 von der United States Navy eingesetzt wurde.

Entwicklung

Der in den späten 1950er- und frühen 1960er-Jahren stationierte Flugkörper war der erste in Dienst gestellte seegestützte Marschflugkörper und basierte auf den Entwürfen der deutschen V1. Das Regulus-Projekt begann bereits 1943, jedoch ohne nennenswerte Fortschritte. Bis 1947 führten die Planungen lediglich zu einer genauen Spezifikation der Leistungsdaten. Parallel dazu gab es das Projekt des Marschflugkörpers SSM-N-6 Rigel, das 1943 begann und 1953 eingestellt wurde. In dieser Zeit standen die Projekte der United States Navy in Konkurrenz zu dem Marschflugkörper Matador der US Army. Schließlich kam es 1951 zum Erstflug eines Regulus-Marschflugkörpers und 1953 zum ersten Start von einem U-Boot aus, vom Deck der aufgetauchten USS Tunny. Ein Flugkörperstart unter Wasser war zu dieser Zeit nicht möglich.

 

Einsatz

Zwei U-Boote der Grayback-Klasse gingen ab 1958 mit Regulus auf Patrouille, ab 1960 auch das Atom-U-Boot USS Halibut (SSGN-587). Ab 1964 gingen U-Boot-gestützte Polaris-Raketen in Dienst und lösten damit die Regulus ab. Neben der Stationierung auf U-Booten wurde auch die Stationierung auf Überwasserschiffen untersucht und in kleinem Rahmen durchgeführt. So fuhren ab 1955/56 vier Kreuzer der Baltimore-Klasse mit Regulus-Flugkörpern.

Bei einem als Missile Mail bezeichneten Start am 8. Juni 1959 wurden durch einen Regulus-Flugkörper Postbehälter mit Briefen transportiert.

AIM-7 Sparrow
Allgemeine Angaben
Typ:	Luft-Luft-Lenkwaffe
Hersteller:	Hughes/Raytheon
Entwicklung:	1952
Indienststellung:	1956
Technische Daten
Länge:	4,66 m
Durchmesser:	203 mm
Gefechtsgewicht:	231 kg
Spannweite:	1020 mm
Antrieb:	Rocketdyne Mk58
Geschwindigkeit:	Mach 4
Reichweite:	70 km
Ausstattung
Zielortung:	halbaktive Radarzielsuche
Gefechtskopf:	40 kg WDU-27/B
Waffenplattformen:	Jagdflugzeuge

 

Die AIM-7 Sparrow ist eine überschallschnelle, radargesteuerte Luft-Luft-Rakete mittlerer Reichweite. Sie wurde in den 1950er-Jahren von den US-Unternehmen Hughes und General Dynamics (heute Raytheon) entwickelt. Auf Schiffen wird die RIM-7 Sea Sparrow eingesetzt.

Entwicklung

Bereits 1947 vergab die US Navy einen Auftrag an das Unternehmen Sperry Corporation, in dem ein radargeführtes Lenksystem für die ungelenkte 12,7-cm-Rakete HVAR (High Velocity Aerial Rocket) gefordert wurde. Die ursprüngliche Bezeichnung lautete „KAS-1“, ab September 1947 „AAM-2“ und schließlich ab 1948 „AAM-N-2“. Der Durchmesser von 12,7 cm erwies sich während der Entwicklung schnell als zu klein, so dass ein 20,3-cm-Flugkörper entwickelt wurde. Der erste Tragtest des Prototyps fand 1948 statt. Da man technisches Neuland betrat, verlief die weitere Entwicklung nur langsam und in kleinen Schritten. Der erste erfolgreiche Abschuss eines Testzieles erfolgte im Dezember 1952. Die Einführung begann im Jahre 1956.

Technik

Die Lenkung der Sparrow basiert auf dem Prinzip der semi-aktiven Radarführung. Hierbei besitzt die Rakete nur einen Signalempfänger, der selbst keine Radarsignale aussendet, sondern nur empfangen kann. Dies macht eine so genannte „Beleuchtung“ des Zieles durch das Bordradar des Trägerflugzeuges nötig, was bedeutet, dass das Bordradar ununterbrochen Radarsignale in Richtung des Zieles aussendet (CW-Betriebsmodi). Der Suchkopf der Sparrow nutzt anschließend die reflektierte Radarenergie, um zum Ziel zu gelangen. Die Vorteile dieses Systems liegen in der kostengünstigen Produktion und der einfach zu integrierenden Technik. Nachteilig sind jedoch hohe Störanfälligkeit, begrenzte Reichweite und die Notwendigkeit der ununterbrochenen Zielbeleuchtung, wodurch das abfeuernde Trägerflugzeug selbst gefährlich lange entdeckbar wird.

Zukunft

Als größte Schwächen der Sparrow galten lange Zeit die schlechte Flugleistung, die geringe Abschusswahrscheinlichkeit und die taktischen Nachteile der semi-aktiven Radarsteuerung. Dieser taktische Nachteil beruht auf der Notwendigkeit der Zielbeleuchtung mit dem Bordradar der Trägerplattform. So musste der Pilot nach dem Start der Lenkwaffe weiterhin auf das Ziel zufliegen, anstatt zu wenden und sich in Sicherheit zu bringen. Daher wurde die Sparrow, zumindest in US-Beständen, völlig durch die AIM-120 AMRAAM ersetzt. Diese verfügt über einen aktiven Radarsuchkopf, so dass sie nach dem Fire-and-Forget-Prinzip arbeiten kann. Des Weiteren ist sie der Sparrow in allen Leistungsparametern deutlich überlegen, was sie durch diverse Abschüsse unter Beweis gestellt hat.

Varianten

 

Die Benennung der Sparrow wurde vor 1963 standardmäßig in der Form „AAM-N-X“ vorgenommen, wobei X für die jeweilige Modellnummer stand. Allerdings wurde im Jahre 1963 eine Reform des Bezeichnungssystems beschlossen, so dass auch die frühen Sparrow-Versionen als AIM-7 bezeichnet wurden.

• AIM-7A: Die Urvariante, die 1956 als Bewaffnung der Jagdflugzeuge F3H Demon und F7U Cutlass eingeführt wurde. Aufgrund der unausgereiften Technik nahm man diese Version schon einige Jahre später aus dem Dienst. Ursprünglich wurde die Rakete als „AAM-N-2 Sparrow I“ bezeichnet.
• AIM-7B: Diese Variante sollte auf dem Jagdflugzeugen F5D Skylancer zum Einsatz kommen. Gegenüber der AIM-7A-Variante wurde ein aktiver Radarsuchkopf angedacht. Im Jahre 1956 gab die US Navy die Entwicklung auf, so dass als künftige Trägerplattform die kanadische CF-105 Arrow Abfangjäger eingeplant wurde. Das Programm wurde jedoch im September 1958 endgültig abgebrochen. Diese Version ist auch unter dem Namen „AAM-N-3 Sparrow II“ bekannt.
• AIM-7C: Hierbei handelt es sich um die eigentliche Basisvariante der modernen Sparrow-Raketenfamilie. Die Rakete wurde im August 1958 eingeführt, insgesamt etwa 2000 Lenkwaffen produziert. Die ursprüngliche Bezeichnung lautet „AAM-N-6 Sparrow III“.
• AIM-7D: Die D-Variante stellt eine Weiterentwicklung des C-Designs dar. Verwendet wurden ein Raketenmotor auf Flüssigtreibstoffbasis sowie ein neuer Suchkopf, der mit höheren Zielgeschwindigkeiten und stärkerer Radarstörung umgehen konnte. Sie wurde auf der neuen F-4 Phantom II eingeführt. Es wurden etwa 7500 Lenkwaffen produziert.
• AIM-7E: Im Jahre 1963 wurde die Produktion auf diese Version umgestellt. Es kam wieder ein Raketenmotor des Herstellers Rocketdyne auf Feststoffbasis zum Einsatz, der die Flugleistungen der Rakete erheblich verbesserte. Die Produktion beläuft sich auf etwa 25.000 Exemplare.
  • AIM-7E-2: Aufgrund der schlechten Leistungen während des Vietnamkrieges wurde diese Rakete als Dogfight-Variante eingeführt. Sie hatte eine geringere Mindestreichweite, eine verbesserte Aerodynamik und einen verbesserten Näherungszünder.
  • AIM-7E-3: Diese Version umfasst weitere Verbesserungen im Bereich des Nährungszünders und der Zuverlässigkeit.
  • AIM-7E-4: Um die Leistung in Verbindung mit dem AN/AWG-9 der F-14 Tomcat zu verbessern wurde diese Variante eingeführt.
• AIM-7F: Im Januar 1972 begann Raytheon mit einer Weiterentwicklung der Sparrow. Zur Anwendung kam nun ein Dual-Schub-Raketenmotor. Bei diesem wird während der ersten Sekunden des Fluges („Boost“ genannt) ein Raketengemisch verwendet, das auf starke Beschleunigungen ausgelegt ist. Während des Marschfluges kommt anschließen ein Gemisch zum Einsatz, das auf eine lange Flugdauer ausgelegt ist. Hierdurch konnte die Reichweite erheblich gesteigert werden. Auch der Suchkopf wurde modernisiert. Dieser war nun zu modernen Doppler-Impuls-Radaren kompatibel und soweit verkleinert worden, dass man einen größeren Gefechtskopf einbauen konnte.
• AIM-7G: Diese Variante war für den Einsatz auf dem Jagdbomber F-111D Aardvark konzipiert und besaß einen neuen Suchkopf. Eine Serienproduktion fand nie statt.
• AIM-7M: Hierbei handelt es sich um die nächste Sparrow-Generation. Hauptmerkmal war der neue Monopuls-Radarsucher, der über „look-down/shoot-down“-Fähigkeiten verfügte. Des Weiteren wurden die ECCM-Kapazitäten verbessert und ein digitaler Prozessor mit programmierbarem EPROM eingeführt. Der neue Autopilot ermöglichte eine optimierte Flugbahn, so dass eine Radarbeleuchtung des Zieles nur noch in der Endphase nötig war. Die Produktion begann 1982.
• AIM-7N: Diese Variante sollte die Leistung in Kombination mit den Luftüberlegenheitsjägern vom Typ F-15 Eagle steigern, allerdings wurde sie nie in großen Stückzahlen gefertigt.
• AIM-7P: Diese neue Variante ist in zwei Blocks unterteilt worden:
  • AIM-7P Block I: Bei dieser Version wurde die Leistung im Tiefflug und der Näherungszünder verbessert.
  • AIM-7P Block II: Hierbei wurden die Computerkomponenten modernisiert, die nun über mehr Speicherbandbreite, ein EPROM und einen neuen Näherungszünder verfügten. Auch die Software erfuhr ein umfangreiches Update, so dass die Leistung gegenüber tieffliegenden Zielen in Verbindung mit dem neuen Zielsystem erheblich gesteigert wurde. Die ECCM-Kapazitäten wurden ebenfalls ausgebaut. Die Stückkosten belaufen sich auf etwa 165.000 USD.
• AIM-7Q: Über diese Version liegen keine gesicherten Daten vor. Es wird jedoch vermutet, dass ein zusätzlicher Infrarot-Suchkopf integriert werden sollte.
• AIM-7R: Diese Variante war als finale Sparrow-Version geplant. Sie sollte einen zusätzlichen IR-Suchkopf erhalten, um die Abschusswahrscheinlichkeit massiv zu steigern. Allerdings wurde die Entwicklung 1996 aufgrund zu hoher Kosten eingestellt.

Sea Sparrow

Als die US Navy nach einem Luftverteidigungssystem für ihre Schiffe suchte, rückte die Sparrow in den Fokus, da sie bereits erprobt war und den Anforderungen der Marine entsprach. So wurde auf Basis der AIM-7E die RIM-7 Sea Sparrow konstruiert. Die Lenkwaffen unterscheiden sich meist nur unwesentlich voneinander, so dass bei jeder neuen Sparrow-Variante auch eine neue Sea-Sparrow-Version gefertigt wurde. Wie bei der Sparrow wurde die Rakete jedoch größtenteils von neueren Systemen abgelöst; im Falle der Sea Sparrow von der RIM-162 ESSM.

Einsatz

 

Die Sparrow kam zum ersten Mal während des Vietnamkrieges zum Einsatz, hauptsächlich die AIM-7D und AIM-7E. Der erste Abschuss erfolgte am 7. Juni 1965, als Navy-Maschinen des Typs F-4B Phantom zwei MiG-17 mit der Sparrow abschossen. Im Allgemeinen war die anfängliche Gefechtsleistung jedoch unbefriedigend. Hauptgrund war die fehlende Möglichkeit, ein Radarziel auf große Entfernung als Feind oder Freund zu identifizieren. Die Piloten mussten daher zur Identifizierung nahe an den Radarkontakt heranfliegen, so dass die überlegene Reichweite der Sparrow nicht genutzt werden konnte. Dieses Problem wurde durch die hohe Minimalreichweite, die 1,5 km betrug, und die schlechte Wendigkeit verschärft, was die Rakete somit für den Nahkampf nahezu unbrauchbar machte. Durch diese erheblichen Limitierungen erreichte die Sparrow eine Abschusswahrscheinlichkeit („kill probability“) von lediglich 10 %, was bedeutete, dass nur jede zehnte abgefeuerte Rakete ihr Ziel zerstören konnte. Auch die Einführung der neuen E-2- und E-3-Variante brachten keine entscheidenden Verbesserungen. Während des gesamten Krieges wurden 50 Abschüsse mit der Sparrow erzielt. Die Aufbereitung der Gefechtsergebnisse nach dem Krieg zeigte auch, dass die Piloten oft sehr ineffizient mit ihren BVR-Waffen umgingen. Daher wurde die United States Navy Fighter Weapons School ins Leben gerufen, besser bekannt als „Top Gun“, um den Umgang der Piloten mit diesen Lenkwaffen zu verbessern.

Der israelischen Luftwaffe gelang es, mindestens eine Mach 2,5 schnelle MiG-25 mit einer Sparrow abzuschießen. Der letzte große Einsatz der Sparrow fand während des Zweiten Golfkrieges im Jahr 1991 statt. Es wurden insgesamt 24 Abschüsse mit ihr erzielt, wobei die Abschusswahrscheinlichkeit der eingesetzten AIM-7M aber immer noch verbesserungswürdige 40 % betrug.

Einsatzflugzeuge

AIM-7

• Chance-Vought F7U-3M „Cutlass“
• Douglas F3D „Skyknight“
• Grumman F-14A/D „Tomcat“
• Lockheed-Martin F-16 „Fighting Falcon“
• Lockheed F-104S „Starfighter“
• McDonnell F3H-2M „Demon“
• McDonnell Douglas F-4 „Phantom II“
• McDonnell Douglas F-15A/C/E „Eagle“
• McDonnell Douglas F/A-18A/C „Hornet“
• Mitsubishi F-2

BAe Skyflash

• McDonnell Douglas F-4K/M „Phantom“ FG.1/FGR.2
• Panavia „Tornado“ ADV F2/F3
• Saab JA-37 „Viggen“

Technische Daten

System	AIM-7A	AIM-7B	AIM-7C	AIM-7E	AIM-7F	AIM-7M/P
Länge	3,74 m	3,85 m	4,66 m	4,66 m	4,66 m	4,66 m
Spannweite	94 cm	102 cm	102 cm	102 cm	102 cm	102 cm
Durchmesser	20,3 cm	20,3 cm	20,3 cm	20,3 cm	20,3 cm	20,3 cm
Startgewicht	143 kg	176 kg	172 kg	197 kg	231 kg	231 kg
Antrieb	Aerojet 1.8KS7800	Aerojet 1.8KS7800	Aerojet 1.8KS7800	Rocketdyne Mk52	Rocketdyne Mk58	Rocketdyne Mk58
Geschwindigkeit	Mach 2,5	Mach 2,5	Mach 4	Mach 4	Mach 4	Mach 4
Reichweite	10 km	7 km	11 km	30 km	70 km	70 km
Gefechtskopf	20 kg	20 kg	30 kg Mk38	30 kg Mk38	39 kg Mk71	40 kg WDU-27/B

 

Vergleichbare Systeme

• R-27
• R-40
• Aspide
• Skyflash

RIM-7 Sea Sparrow
Start einer RIM-7P an Bord der USS Abraham Lincoln
Allgemeine Angaben
Typ:	Flugabwehrrakete
NATO-Bezeichnung:	RIM-7M Sea Sparrow
Herkunftsland:	Vereinigte Staaten Vereinigte Staaten
Hersteller:	Raytheon
Entwicklung:	1965
Indienststellung:	1967
Einsatzzeit:	im Dienst
Stückpreis:	165.400 US-Dollar
Technische Daten
Länge:	3,98 m
Durchmesser:	203 mm
Gefechtsgewicht:	228 kg
Spannweite:	1.020 mm
Antrieb:	Feststoff-Raketentriebwerk Hercules MK 58
Geschwindigkeit:	Mach 3,6–4,0
Reichweite:	20–26 km
Dienstgipfelhöhe:	15.240 m
Ausstattung
Lenkung:	Inertiales Navigationssystem
Zielortung:	halbaktive Radarzielsuche (SARH)
Gefechtskopf:	40-kg-Splittersprengkopf WDU-27/B
Zünder:	Radar-Annäherungzünder, Aufschlagzünder
Waffenplattformen:	Schiffe

 

Die RIM-7 Sea Sparrow (auch NATO Sea Sparrow Missile System (NSSM)) ist ein schiffgestütztes, radargesteuertes Flugabwehrsystem mittlerer Reichweite, das auf der luftgestützten AIM-7 Sparrow basiert. Hergestellt wird sie von dem US-Konzern Raytheon.

Entwicklung

 

In den frühen 1960er-Jahren begann die US Navy mit der Entwicklung eines Flugabwehrsystems für den Einsatz auf Schiffen, wobei ein besonderes Augenmerk auf die Bekämpfung von Anti-Schiff-Raketen gelegt wurde. Es wurde BPDMS (Basic Point Defense Missile System) genannt und sollte als Standard-Selbstverteidigungssystem auf Schiffen eingesetzt werden. Anfänglich sollte dies durch eine Modifikation des vorhandenen MIM-46 Mauler-Systems realisiert werden. Da dessen Entwicklung aber 1965 eingestellt wurde, entschied man sich, eine modifizierte AIM-7E-Lenkwaffe als Basis zu verwenden. Die daraus entstandene RIM-7E5 Sea-Sparrow-Rakete war in fast jedem Bereich mit der luftgestützten Version identisch. Der 1967 eingeführte Flugkörper wurde von einem Starter des Typs Mk 25 abgefeuert.

Technik

 

Die Sea Sparrow ist weitestgehend mit der luftgestützten AIM-7 Sparrow identisch. Ein besonderes Merkmal ist jedoch die Lenkung mit zwei parallel arbeitenden CW-Feuerleitradaren. Das erste Radar mit einem kleinen Öffnungswinkel dient wie bei der Sparrow dazu, das Ziel zu beleuchten und so einen präzisen Zielanflug zu gewährleisten. Das zusätzliche zweite Radar besitzt hingegen einen relativ großen Öffnungswinkel und dient zum Herausfiltern der Clutter, die durch die Meeresoberfläche entstehen. Diese Technik wurde eingeführt, um die effektive Bekämpfung von tieffliegenden Zielen wie etwa Anti-Schiff-Raketen zu ermöglichen. Diese Technik konnte jedoch erst mit der RIM-7F Block I voll genutzt werden.

Des Weiteren verfügt die Sea Sparrow auch über einen Boden-Boden-Modus, der die Bekämpfung von Oberflächenzielen ermöglicht. Dies ist typisch für schiffgestützte Boden-Luft-Lenkwaffen aus US-Produktion. So wurde ein solcher Modus auch für die Standard-Missile-Luftabwehrrakete eingeführt. Aufgrund des relativ kleinen Gefechtskopfes von 40 kg können lediglich kleinere Schiffe effektiv bekämpft werden. So wurden in Übungen schon Schlauchboote mithilfe der Sea Sparrow versenkt.

Zukunft

Die Sea Sparrow war die erste US-Luftabwehrrakete, welche speziell zur Bekämpfung von Anti-Schiff-Raketen konzipiert wurde. Diese haben sich jedoch maßgeblich weiterentwickelt, besonders im Bereich Wendigkeit und Geschwindigkeit. Ein Beispiel hierfür ist die SS-N-22 Sunburn, welche im Endanflug starke Manöver mit hoher Geschwindigkeit durchführt. Da schon die luftgestützte Sparrow mit solchen Zielen Probleme hatte ist davon auszugehen, dass die Sea Sparrow gegenüber einer solchen Rakete keine hohe Trefferwahrscheinlichkeit erzielen würde. Auch die Mindesteinsatzhöhe der Sea Sparrow von 6 Metern limitiert den Einsatz gegen moderne Raketen, die meist nur 2 bis 5 Meter über dem Wasser fliegen. Aufgrund dieser Defizite wurde eine neue Lenkwaffe entwickelt, welche auch fortschrittliche Anti-Schiff-Raketen effektiv bekämpfen kann: Die RIM-162 Evolved Sea Sparrow Missile, auch ESSM genannt. Sie ist eine grundlegende Weiterentwicklung der Sea Sparrow, von der nur noch einige Teile des Lenksystems übernommen wurden. Im Nahbereich wird die Sea Sparrow seit den 1990er-Jahren durch das RIM-116-RAM-System ergänzt.

Trotz der Nachteile des Systems befindet sich die Sea Sparrow noch auf vielen Schiffen im Einsatz, hauptsächlich aus Kostengründen. Die ESSM kann nämlich auch in Verbindung mit dem Mk-29-Starter genutzt werden, so dass bei einer Umrüstung keine umfassenden Umbauten im Bereich der Starter vorgenommen werden müssen. Allerdings müssen die Radar- und Lenksysteme an die ESSM angepasst werden, was teilweise zu erheblichen Mehrkosten führen kann.

Varianten

• RIM-7E5: Urversion, die sich nur unwesentlich von der AIM-7E unterscheidet.
• RIM-7F: Eine weiter fortgeschrittene Version, die aber kaum produziert wurde, da man sich auf die Entwicklung einer schiffgestützten Variante der AIM-7M konzentrierte.
  • RIM-7F Block I: Tests zeigten, dass die Sea Sparrow Probleme bei der Bekämpfung tieffliegender Anti-Schiff-Raketen hatte, die inzwischen die größte Bedrohung für die US-amerikanische Flotte darstellten. Daher wurde diese Variante geschaffen, die auf eine zusätzliche Radarführung im Tiefflugbereich und einen verbesserten Näherungszünder zurückgreifen konnte. Dadurch konnten nun auch Ziele unter 15 Metern Flughöhe bekämpft werden.
  • RIM-7F Block II: Bei dieser Version wurden die ECCM-Kapazitäten ausgebaut. Sie umfasst allerdings nicht die Verbesserungen, die bei den Block-I-Raketen eingeführt wurden.
• RIM-7H: Diese Variante wurde mit modifizierten Tragflächen ausgestattet, damit sie in den kleineren Mk-29-Starter passte. Sonst weist sie aber die Eigenschaften einer RIM-7E5 auf und ist weniger leistungsfähig als die RIM-7F.
• RIM-7M: Durch weitere Anpassungen konnte die Sea Sparrow nun mit dem typischen 8-fach-Starter Mk 29 abgefeuert werden. Technisch war sie praktisch identisch mit der AIM-7M und vereint die Fähigkeiten der RIM-7F Block I und Block II.
• RIM-7P: Diese neue Variante ist wie die luftgestützte AIM-7P in zwei Blocks unterteilt worden, wobei beide Untervarianten über einen zusätzlichen Datenlink zur verbesserten Lenkung während des Marschfluges ausgestattet wurden:
  • RIM-7P Block I: Bei dieser Version wurde die Leistung im Tiefflug und der Näherungszünder verbessert. Durch das „Jet Vane Control“-System kann die Rakete nun auch aus VLS-Startern Mk 41 gestartet werden.
  • RIM-7P Block II: Hierbei wurden die Computerkomponenten modernisiert, die nun über mehr Speicherbandbreite und ein EPROM und einen neuen Näherungszünder verfügten. Auch die Software erfuhr ein umfangreiches Update, so dass die Leistung gegenüber tieffliegenden Zielen in Verbindung mit dem neuen Zielsystem erheblich gesteigert wurde. Auch die ECCM-Kapazitäten wurden ausgebaut.
• RIM-7R: Dies sollte die seegestützte Entsprechung der AIM-7R werden, die mit einem zusätzlichen Infrarot-Suchkopf aus der AIM-9 Sidewinder ausgestattet werden sollte. Das Programm wurde aber genau wie die luftgestützte Version aus Kostengründen abgebrochen.
• RIM-7T: Hierbei handelt es sich um die inoffizielle Bezeichnung für die nächste Sea-Sparrow-Generation, der RIM-162 ESSM.

Plattformen

Zerstörer: Spruance-Klasse, Arleigh-Burke-Klasse, Murasame-Klasse, Hatsuyuki-Klasse, Asagiri-Klasse, Shirane-Klasse, Okpo-Klasse

Fregatten: Wielingen-Klasse, Tromp-Klasse, Kortenaer-Klasse, Oslo-Klasse, Knox-Klasse, Anzac-Klasse, Halifax-Klasse, Brandenburg-Klasse, Bremen-Klasse, Karel-Doorman-Klasse

Versorgungsschiffe: Supply-Klasse, Wichita-Klasse, Sacramento-Klasse

Flugzeug- / Hubschrauberträger: Forrestal-Klasse, Iwo-Jima-Klasse, Tarawa-Klasse, Wasp-Klasse, Nimitz-Klasse, USS Enterprise, Kitty-Hawk-Klasse

Vergleichbare Systeme

• Sea Dart
• Aspide
• Sea Wolf
• SA-N-3 Goblet

RIM-8 Talos
Allgemeine Angaben
Typ:	Boden-Luft-Lenkwaffensystem
Hersteller:	Bendix Corporation
Entwicklung:	1945
Indienststellung:	1958
Technische Daten
Länge:	11,58 m
Durchmesser:	710 mm
Gefechtsgewicht:	3.538 kg
Spannweite:	2.900 mm
Antrieb: Erste Stufe: Zweite Stufe:	Booster Staustrahltriebwerk
Geschwindigkeit:	Mach 2,5
Reichweite:	185 km, Einsatzhöhe 24.000 m
Ausstattung
Zielortung:	halbaktive Radarzielsuche (SARH)
Gefechtskopf:	136 kg-Splittergefechtskopf oder W30 Nuklearsprengkopf 5 kT
Zünder:	Näherungs- und Aufschlagzünder

 

Die RIM-8 Talos war eine seegestützte Langstrecken-Boden-Luft-Rakete der United States Navy und eine der ersten Luftabwehrraketen, mit denen die amerikanischen Schiffe ausgestattet wurden. Die Rakete war 11,58 m lang, wog 3.538 kg und hatte eine Reichweite von bis zu 160 km. Die Talos wurde von 1963 bis Ende der 1970er-Jahre eingesetzt.

Beschreibung

Die ersten Tests mit der neuen, aus dem Bumblebee-Projekt entwickelten Rakete begannen 1959, noch unter der Bezeichnung SAM-N-6. Die halbaktiv radargelenkte Waffe wurde 1963 bei der US Navy eingeführt, es gab mehrere Varianten mit konventionellem und nuklearem Sprengkopf sowie Boden-Boden-Ausführungen zum Einsatz gegen Radarstationen.

Aufgrund ihrer Größe konnte die Waffe nur von wenigen Schiffen verwendet werden. Der Start erfolgte von einem Mk. 12-Doppelarmstarter, das Magazin fasste 46 Raketen.

Während des Vietnamkriegs wurden drei MiGs von den Talos der Long Beach und der Chicago abgeschossen. Die Long Beach ausgenommen, deren Mk-12-Starter Anfang der 1980er-Jahre gegen Armored Box Launcher ausgetauscht wurde, wurden die Schiffe, welche die Talos einsetzten, spätestens 1980 ausgemustert.

Weiterverwendung

Die Startstufe der abgerüsteten Talos-Raketen findet aufgrund ihrer hohen Schubkraft als Startstufe bei verschiedenen Höhenforschungsraketen wie der Talos Aries und der Black Brant XI und XII Verwendung. Weitere Talos-Flugkörper wurden zur Zieldarstellung modifiziert und werden unter der Bezeichnung MQM-8 Vandal verwendet. Dies unterscheiden sich äußerlich nicht von den ursprünglichen Talos-Lenkwaffen. MQM-8-Zielflugkörper werden von Point Mugu zur Simulation von überschallschnellen Cruise Missiles zum Test von Abwehrsystemen gestartet.

Einsatz

• USS Galveston (CLG-3), USS Little Rock (CG-4), USS Oklahoma City (CLG-5) (umgerüstete Cleveland-Klasse-Kreuzer)
• USS Albany (CA-123), USS Chicago (CA-136), USS Columbus (CA-74) (umgerüstete Baltimore- und Oregon-City-Klasse)
• USS Long Beach (CGN-9)

AIM-9 Sidewinder
Allgemeine Angaben
Typ:	Luft-Luft-Lenkwaffe
Hersteller:	Raytheon (u. a.)
Entwicklung:	1952
Indienststellung:	1956
Stückpreis:	AIM-9X: 262.000 USD
Technische Daten
Länge:	2,85 m
Durchmesser:	127 mm
Gefechtsgewicht:	85 kg
Spannweite:	630 mm
Antrieb:	Feststoff-Raketenmotor
Geschwindigkeit:	Mach 2,5
Reichweite:	17,7 km
Ausstattung
Zielortung:	Infrarot
Gefechtskopf:	9,4 kg
Waffenplattformen:	Jagdflugzeuge

 

Die AIM-9 Sidewinder (AIM steht hierbei für Air Intercept Missile) ist eine wärmesuchende Kurzstrecken-Luft-Luft-Lenkwaffe für den Einsatz durch Kampfflugzeuge und Kampfhubschrauber aus US-amerikanischer Produktion. Im Laufe der inzwischen 50-jährigen Geschichte wurden mit der Sidewinder mehr Flugzeuge abgeschossen als mit jedem anderen Flugkörper. Eine modifizierte Version wurde auch im bodengestützten MIM-72 Chaparral eingesetzt.

Die Sidewinder hat einen hochexplosiven Sprengkopf und ein infrarotbasiertes wärmesuchendes Lenksystem. Ihre weiteren Bestandteile sind ein optischer Zieldetektor, das Leitwerk und der Raketenmotor. Das Lenksystem leitet den Flugkörper direkt in die heißen Triebwerke des Gegners (oder was der Flugkörper dafür hält). Eine Infrarot-Einheit kostet weniger als jedes andere Lenksystem und ist eingeschränkt allwettertauglich. Der Infrarotsucher gibt dem Flugkörper auch echte Fire-and-Forget-Fähigkeiten. Nach dem Start benötigt der Flugkörper keine Unterstützung seitens der abfeuernden Plattform mehr und lenkt sich selbständig ins Ziel.

Der Name des Flugkörpers leitet sich von der Seitenwinder-Klapperschlange ab, die zu den Grubenottern gehört und ihre Beute durch Infrarot-Sinnesorgane findet.

Geschichte

Die AIM-9 wurde ab den späten 1940er-Jahren von der US Navy von einem Entwicklungsteam auf der Naval Ordnance Test Station der US-Marine in China Lake, Kalifornien, unter der Leitung von William B. McLean entwickelt.^[1] Sie verwendete einige neue Techniken, die sie einfacher und verlässlicher als ihr Gegenstück bei der Air Force, die AIM-4 Falcon, machten. Nachdem die Falcon im Vietnamkrieg unbefriedigende Leistungen erzielte, ersetzte die Air Force sie durch Sidewinders.

 

Die Firma Philco (später Ford Aerospace) erhielt 1951 den Auftrag zur Entwicklung einer Rakete auf Basis der Erkenntnisse des Navy-Teams. Ein Prototyp der Sidewinder, die AIM-9A, wurde zum ersten Mal am 11. September 1953 erfolgreich abgefeuert, wobei eine umgebaute F6F-5K als Ziel diente. Die erste Produktionsversion AIM-9B wurde ab Frühjahr 1956 als AAM-N-7 an die Navy bzw. als GAR-8 an die Air Force ausgeliefert. Die ersten Serienversionen wurden anfangs als Sidewinder I oder IA, später als AIM-9A oder AIM-9B bezeichnet. Da sie seitdem ständig weiter verbessert wurde, führte dies zu einer Vielzahl verschiedener Versionen, was zusätzlich noch durch den Umstand verstärkt wurde, dass in den 1960er- und 70er-Jahren die US Navy und die US-amerikanische Luftwaffe die Fortentwicklung der Sidewinder getrennt voneinander betrieben. Die Gründe dafür lagen vor allem in der traditionellen Rivalität dieser beiden Teilstreitkräfte, aber auch in den unterschiedlichen Anforderungsprofilen in dieser Zeit. So nahm in der Einsatzdoktrin der US-Marineflieger der Luftkampf gegen feindliche Jäger und Jagdbomber einen wesentlich höheren Stellenwert ein als bei der Luftwaffe, die ihre Hauptpriorität vornehmlich auf die Bekämpfung verhältnismäßig behäbiger Bomber in großen Flughöhen legte. Die ersten Modelle erreichten nur eine Reichweite von etwa 4 km, konnten nur von hinten auf ein Flugzeug abgefeuert werden und ließen sich noch recht leicht von Wolken, Reflexionen, der Sonne und ähnlichen Einflüssen ablenken.

Insgesamt wurden bisher im Laufe ihrer Einsatzzeit etwa 160.000 Stück gebaut, die von etwa vierzig Staaten eingesetzt wurden.

Der Bambini-Code der schweizerischen Luftwaffe für den Sidewinder lautet Siwa.

Versionen

 

AIM-9B

Erste Serienversion mit ungekühltem 70-Hz-Bleisulfid-(PbS)-Detektor-Suchkopf mit 4° Blickfeld und rotierendem Spiegel, 25° Schielwinkel und einer Zielverfolgungsrate von 11°/s. Gasgenerator zur Energieversorgung für die 20 s Flugzeit und einer Gasflasche zur Kühlung der elektrischen Bauteile. Sprengkopf mit Splitterwirkung, der von einem passivem Infrarot-Annäherungszünder ausgelöst wird. Passiv bedeutet, dass der Zünder durch die vom Triebwerk des Zielobjektes ausgehende (Infrarot-)Wärmestrahlung ausgelöst wird und dieser nicht – wie bei aktiven Verfahren – selbst eine elektromagnetische Welle aussendet und deren Reflexionen auswertet.

AIM-9C

Version mit halbaktivem Radarsuchkopf, verbessertem Raketenmotor Rocketdyne MK36 mit 60 s Brenndauer (und damit größerer Reichweite), größeren Steuerflächen und stärkeren Aktuatoren. Nur für kurze Zeit von der US-Marine an der Vought F-8C Crusader verwendet. Restbestände umgebaut zur AGM-122 Sidearm.

AIM-9D

Version mit stickstoffgekühltem 125-Hz-Suchkopf mit verkleinertem 2,5°-Blickfeld, 27°-Schielwinkel und auf 12°/s erhöhter Zielverfolgungsrate. Erhöhte Reichweite und Wendigkeit dank ogiovalem Nasenprofil für geringeren Luftwiderstand, schubstärkerem Raketenmotor mit längerer Brenndauer, größeren Steuerflächen, stärkeren Aktuatoren und neuem Gasgenerator für bis zu 60 s gesteuerter Flugzeit. Weiterhin Installation eines verbesserten Gefechtskopfs mit neuem Annäherungszünder. Marinevariante.

AIM-9E

Verbesserte AIM-9B mit Peltier-gekühltem 100-Hz-Suchkopf mit auf 16,5°/s erhöhter Zielverfolgungsrate in einer verlängerten konischen Nase. Luftwaffenvariante. Wird von den japanischen Luftstreitkräften als AAM-1 geführt.

AIM-9F

Auch als AIM-9B F.G.W.2 bezeichnet. Verbesserte Variante der AIM-9B, mit neuem CO₂-gekühltem Suchkopf mit einer Zielverfolgungsrate von 16°/s, bei der an Stelle der Röhrentechnik eine zuverlässigere Festkörperelektronik verwendet wurde. Diese Variante wurde von der Bodenseewerk Gerätetechnik GmbH für die deutsche Luftwaffe entwickelt und gebaut. Ein Einsatz in den amerikanischen Streitkräften erfolgte nicht.

AIM-9G

Verbesserte Version der AIM-9D mit neuen Zielerfassungsmodi (SEAM, Sidewinder Extended Acquisition Mode). Diese erlauben es, dem Suchkopf mittels des Bordradars ein Ziel zuzuweisen oder aber den Suchkopf in einem speziellen Raster den Bereich vor der Startplattform abtasten zu lassen. Weiterhin konnte eine Zielzuweisung auch über ein Helmvisier vorgenommen werden. Diese Option wurde aber nur in Verbindung mit der F-4N und F-4S Phantom II genutzt und nach der Einführung der McDonnell Douglas F/A-18 bis zur Einführung der Variante AIM-9X nicht mehr verfolgt. Marinevariante.

AIM-9H

Erneute Verbesserung der G-Version mit einer neuen Steuerelektronik, die statt störungsanfälligen Elektronenröhren zuverlässigere Halbleiterbauelemente verwendete. Erhöhung der Zielverfolgungsrate auf 20°/s und stärkere Aktuatoren. Marinevariante.

AIM-9J/N

Weiterentwicklung der AIM-9E ab Anfang der 1970er-Jahre, bei der die Elektronik teilweise von Elektronenröhren auf Halbleiterbauelemente umgestellt wurde. Installation eines neuen Gasgenerators für bis zu 40 s gesteuerter Flugzeit und neuer Steuerflächen mit charakteristischen eckigen Doppeldelta-Canards zu Erhöhung der Wendigkeit. Die Variante AIM-9N, zunächst auch als AIM-9J-1 bezeichnet, weist gegenüber der Basisvariante eine überarbeitete Elektronik aus und war vorwiegend für den Export bestimmt. Luftwaffenvariante.

AIM-9L

Stark verbesserte Variante der Sidewinder auf der Basis der AIM-9H, die ab 1977 in Serie produziert wurde. Einsatz eines FM-modulierten argongekühlten Indiumantimonid-Suchkopfs, der erstmals auch die Erfassung von Zielen auch aus der frontalen Hemisphäre erlaubte, während vorige Sidewinderversionen nur von hinten auf ein Ziel abgefeuert werden konnten. Überarbeitete Steuerflächen in Form von spitz zulaufenden Doppel-Canards. Verwendung eines überarbeiteten Gefechtskopfes mit aktivem Laser-Annäherungszünder. Einsatz sowohl bei Luftwaffe als auch Marine und Beendigung der nach Teilstreitkräften getrennten Entwicklungslinien der Sidewinder. Die AIM-9L/i ist eine von Bodenseewerk Gerätetechnik in Lizenz produzierte Subvariante mit verbesserter Unterdrückung von IR-Gegenmaßnahmen. Sie wurde auch in Japan hergestellt.

AIM-9M

Überarbeitete AIM-9L mit raucharmem Raketenmotor MK36 Mod.11, überarbeiteter Elektronik und besserer Unterdrückung von IR-Gegenmaßnahmen (IRCM). Verschiedene Subvarianten mit einsatz- und nutzerspezifischen Modifikationen.

AIM-9P

Verbesserte Variante AIM-9J/N mit verschiedenen Subvarianten. P-1: Einsatz des aktiven Laser-Annäherungszünders der AIM-9L. P-2: Verwendung eines raucharmen Raketenmotors. P-3: Kombination der beiden vorigen Varianten. P-4: Verwendung eines All-Aspect-Suchkopfs ähnlich dem der AIM-9L. P-5: Verbesserung der P-4 mit erhöhter Unempfindlichkeit gegenüber IR-Störmaßnahmen. Die AIM-9P war ursprünglich als leistungsreduzierte Exportvariante zur Ergänzung der AIM-9L konzipiert worden, wurde jedoch auf Grund ihrer vergleichsweise geringeren Kosten und der Möglichkeit, bereits vorhandene AIM-9J/N aufzurüsten auch von der US-Luftwaffe in größeren Stückzahlen geordert.

AIM-9R

Variante der Sidewinder mit abbildendem IR-Suchkopf. Entwicklung Ende der 1980er-Jahre aus Kostengründen eingestellt.

AIM-9S

Exportvariante der AIM-9M.

Die Sidewinder ist der von den NATO-Staaten und einigen amerikanischen Verbündeten am meisten genutzte Luft-Luft-Flugkörper; bislang wurden 110.000 Stück für 28 Staaten produziert. Er ist einer der ältesten, kostengünstigsten und erfolgreichsten Flugkörper im US-Waffeninventar.

Es existiert auch eine Trainingsversion, die ATM-9L. Diese besitzt keine Ruderflossen und keinen Raketenmotor. Sie wird nicht abgefeuert, sondern dient den Zielsystemen des Flugzeugs und dem Piloten als Übungsobjekt zur Erfassung von Zielen, da der Suchkopf voll funktionsfähig ist.

Modell AIM-9X

 

Nachdem infolge der Beendigung des Kalten Kriegs und der deutschen Wiedervereinigung westliche Streitkräfte in den Besitz ex-sowjetischer Waffensysteme gekommen waren, wurde festgestellt, dass der modernste Nahkampf-Luft-Luft-Flugkörper des Ostblocks, die Wympel R-73/A-11 Archer den damaligen westlichen Gegenstücken in nahezu allen relevanten Parametern weit überlegen war. Dies war für die NATO-Streitkräfte überraschend, war man doch bis dato davon ausgegangen, dass sowjetische Raketensysteme weniger weit entwickelt waren und man auch in der Zukunft bestenfalls mit Lenkwaffen in der Leistungsklasse der AIM-9L/M rechnen müsse. Daher wurde entschieden, eine neue Luft-Luft-Rakete zu entwickeln, um zur russischen Entwicklung aufzuschließen.

Ursprünglich wurde daran gedacht, als Ersatz für die Sidewinder die britische AIM-132 ASRAAM zu beschaffen, doch fortwährende Verzögerungen durch Streitigkeiten über die konzeptionelle Auslegung des Flugkörpers zwischen Großbritannien und dem damaligen ASRAAM-Projektpartner Deutschland führten zu einer Beendigung dieser Pläne seitens der USA. Stattdessen wurde 1994 ein eigenes Programm für den neuen Kurzstrecken-Luft-Luft-Flugkörper AIM-9X begonnen.

Die AIM-9X wird zwar weiterhin der AIM-9-Serie zugeordnet, ist jedoch eine komplette Neuentwicklung, die lediglich auf einige Komponenten ihrer Vorgänger zurückgreift. So wurden bewährte Bauteile wie der raucharme Raketenmotor und der Sprengkopf von der AIM-9M übernommen. Neu ist der Raketenkörper, der wesentlich luftwiderstandsärmer als der früherer Versionen ist und nun über die Heckflossen und nicht mehr über die vorderen Canards gesteuert wird. In Verbindung mit einer ebenfalls neuen Schubvektorsteuerung wird so eine deutlich bessere Manövrierfähigkeit erzielt.

Ein wesentlicher Fortschritt gegenüber den bisherigen AIM-9-Modellen ist der abbildende IR-Suchkopf, dessen Herzstück ein Bildsensor als Focal-Plane-Array mit 128×128 Elementen ist. Dieser besitzt eine größere maximale Erfassungsreichweite als die Suchköpfe früherer Sidewinder und kann durch eine Auswertung des IR-Bildes das eigentliche Ziel zuverlässig von Störmaßnahmen unterscheiden. Hinzu kommt, dass eine Erfassung von Zielen bis zu 90° abseits der Flugrichtung möglich ist, während ältere Modelle der AIM-9-Serie diesbezüglich auf 27,5° beschränkt sind. Die Rakete verwendet zur Steuerung nun einen Digitalrechner, dessen Mikroprozessor wesentlich komplexere Daten und Algorithmen verarbeiten kann.

Die Kommunikation zwischen dem Flugkörper und dem Feuerleitrechner der Plattform wird nun erstmals digital abgewickelt. Neuere Flugzeuge beherrschen diesen Modus bereits seit einigen Jahren; für Plattformen, bei denen sich eine Umrüstung nicht mehr lohnt (F-14, AV-8B und AH-1 Cobra), hat die Rakete einen analogen Kompatibilitätsmodus, in dem sie sich wie eine AIM-9M verhält und sich gegenüber dem Feuerleitrechner auch so identifiziert.

Die Serienfertigung des Flugkörpers ist Ende 2002 angelaufen, die ersten einsatzbereiten Muster wurden bei der Operation Iraqi Freedom 2003 gesehen. Ob sie dort zum Einsatz gekommen ist, wird derzeit noch geheim gehalten.

Ab Dezember 2007 erhielt die Schweiz die ersten AIM-9X für ihre Kampfflugzeuge vom Typ F/A-18 Hornet als Ersatz für das Vorgängermodell AIM-9P.

Inzwischen wurden über 4500 Lenkwaffen zu einem Stückpreis von etwa 320.000 US-Dollar ausgeliefert. Allein die US Air Force und die US Navy planen die Anschaffung von insgesamt 10.142 Raketen, womit sich das Budget auf ungefähr drei Milliarden US-Dollar beläuft. Im Juli 2011 geht die weiterentwickelte Block-II-Version bei Raytheon in Produktion

 

Modell AA-2 Atoll

Eine besondere Sidewinder-Variante ist die sowjetische R-3/AA-2 Atoll, die in ihrer ersten Version eine exakte Kopie der US-amerikanischen AIM-9B darstellte. Wie die Sowjetarmee an eine Sidewinder gelangte, ist bis heute nicht restlos geklärt. Spätestens ab 1967 stand den sowjetischen Truppen eine Sidewinder zur Verfügung, die der Krefelder Architekt Manfred Ramminger mit Hilfe seines Fahrers und des Starfighter-Piloten Wolf-Diethard Knoppe am 22. Oktober 1967 auf dem westdeutschen Fliegerhorst Neuburg entwendet hatte. Die Rakete wurde später – in unverdächtige Teile zerlegt – über den Flughafen Düsseldorf nach Moskau geschafft. Das Trio wurde ein Jahr später verhaftet. Für wahrscheinlich wird allerdings auch gehalten, dass die Sowjets bereits ab 1958 über eine Sidewinder verfügten, die bei einem Luftkampf zwischen einer nationalchinesischen F-86 Sabre und einer MiG-17 der Volksrepublik China am 24. September 1958 über der Straße von Formosa ungezündet im Rumpf der MiG steckengeblieben war und über China in die Sowjetunion kam. Gegenüber den bisherigen komplexen sowjetischen Eigenentwicklungen war die Sidewinder sehr einfach aufgebaut. Seit ihrem ersten Einsatz über Vietnam wurden auch Verbesserungen an den sowjetischen Eigenentwicklungen vorgenommen, die durch ihre geringen Beschaffungskosten vor allem für den Export in Dritte-Welt-Staaten interessant wurden.

Einsatz

 

Der erste Einsatz der AIM-9 erfolgte während der Zweiten Quemoy-Krise. Am 24. September 1958 feuerte eine taiwanesische F-86 Sabre eine Sidewinder auf eine MiG-15 der Volksrepublik China ab.

Während des Vietnamkrieges erzielte die AIM-9 anfänglich eine Trefferquote von 65 %. Diese sank bis zum Ende des Krieges auf 15 %.^[3]

Während des Falklandkrieges feuerten britische Harrier 26 AIM-9L auf argentinische Luftziele und erzielten 19 Treffer. Dies entspricht einer Trefferquote von 73 %.^[3]

Während des Zweiten Golfkrieges wurden mit 48 abgefeuerten AIM-9M elf Treffer erzielt. Dies entspricht einer Trefferquote von 23 %.

 

Technik

Aufbau

Der Flugkörper besteht aus vier Hauptsektionen: Zielerfassung, Lenkung, Gefechtskopf und Raketenmotor. Diese sind hauptsächlich in einer Aluminiumröhre von 12,7 cm Durchmesser untergebracht.

 

Die Guidance and Control Unit (GCU) enthält den größten Teil der Elektronik und Mechanik des Flugkörpers. An der Spitze der Rakete sitzt hinter einem Glasdom der IR-Suchkopf mit der rotierenden Spindel, dem Spiegel und fünf Bleisulfid- bzw. ab der Variante AIM-9L Indiumantimonid-Fotowiderständen bzw. einem Focal-Plane-Array bei der AIM-9X. Dahinter liegt die Elektronik, die Daten sammelt, Signale interpretiert und Steuersignale erzeugt. Von der GCU führt eine elektrische Verbindung zur Startschiene des Flugzeugs. Die Elektronik wird mit Hilfe einer Argon-Flasche oder flüssigem Stickstoff (AIM-9X) gekühlt. Am hinteren Ende der GCU sorgt ein Gasgenerator oder eine thermische Batterie (AIM-9X) für elektrische Energie. Dahinter folgt der Zünder mit acht IR-Emittern und Detektoren, die den Gefechtskopf in der Nähe des Ziels zur Detonation bringen. Versionen vor der AIM-9L besaßen zusätzlich noch einen Magnetzünder. Da im Militärflugzeugbau zunehmend abgeschirmte Verkabelungen und nichtmagnetische Metalle Verwendung finden, wäre der Magnetzünder heute relativ nutzlos.

Die neuesten Modelle der AIM-9 besitzen einen Gefechtskopf mit kugelförmiger Splitterwirkung. Er besteht aus spiralförmig gewundenem Federstahl und ist mit 6 kg Tritonal gefüllt.

Die Antriebssektion mit dem Feststoff-Raketenmotor enthält auch drei Anschlussstücke, die den Flugkörper mit der Startschiene verbinden. Über elektrische Kontakte in der Schiene wird der Motor gezündet und der Gefechtskopf vorgeschärft. Bei allen älteren Modellen dienen die Heckflossen nur der aerodynamischen Stabilisierung, während mit den vorderen Flügeln gesteuert wird. Bei der AIM-9X ist dies erstmals umgekehrt. Deshalb wurde es notwendig, entlang des gesamten Flugkörpers Kabelstränge zu installieren.

Funktion des Infrarot-Zielsystems

 

Der Hauptvorteil der Sidewinder war ihr einfaches, aber wirksames Ziel-Lenk-System, das eine Kombination aus Mechanik und Analogcomputer einsetzt, da Digitalrechner mit ausreichender Leistung und Kompaktheit zur Entwicklungszeit nicht verfügbar waren. Dies änderte sich erst Mitte der 1990er-Jahre durch die AIM-9X.

Im Zweiten Weltkrieg hatten die Deutschen bereits mit Infrarot-Lenksystemen in einer großen als Enzian bezeichneten Rakete experimentiert; das Kriegsende verhinderte jedoch eine Weiterentwicklung. Die Enzian besaß einen IR-Detektor, der in einem kleinen beweglichen Teleskop montiert war, und benutzte eine Metallfahne vor dem Spiegel, um feststellen zu können, auf welcher Seite des Zentrums sich das Ziel befand, um lenken zu können. Wenn die Rakete sich kontinuierlich in die jeweils gegenwärtige Richtung des Teleskops bewegte, lenkte sie sich auf einem so genannten Schleppkurs ins Ziel.

Die Sidewinder verbesserte dieses auf mehrere Arten: Zuerst wurde der starre Spiegel durch einen um einen Schaft rotierenden ersetzt. Anstatt das Ziel im Spiegel zu fixieren, würde der IR-Sensor das Ziel als eine Serie kurzer Blitze sehen. Wenn bekannt war, wo auf dem sich drehenden Spiegel der Blitz war, ergab sich die radiale Richtung zum Ziel, im Bild w1. Zusätzlich konnte das System den Abweichungswinkel, w2, zum Ziel auf eine clevere Weise feststellen. Wenn sich das Ziel seitlich aus dem Sichtfeld bewegte, war der Blitz auf Grund der höheren Bewegungsgeschwindigkeit an der Außenseite des Spiegels kürzer.

Diese Art von Signal verbesserte das Zielverfolgungssystem: Anstatt den Flugkörper einfach auf die momentane Position des Ziels zu lenken – was ineffizient ist, da dieses sich meist schnell weiter bewegt – „merkte“ sich das Lenksystem der Sidewinder die Richtung und Dauer jedes Blitzes. Sie versuchte dann, die Bewegungsänderungen des Ziels im Spiegel auszunullen, anstatt den Unterschied zwischen dem Winkel des Detektors und dem des Flugkörpers bei Null zu halten. Wenn das Ziel im Sucher stillstand, war der Flugkörper genau auf dem kürzesten Weg zum Ziel, dieser Kurs wird auch Abfangkurs genannt.

Das ganze System war allerdings davon abhängig, dass der Flugkörper nicht um die Längsachse rotierte, da in diesem Fall das von der Rotationsgeschwindigkeit des Spiegels abhängige Timing nicht mehr korrekt sein würde. Die Korrektur dieser Rotation würde normalerweise einen Lagesensor erfordern, um dann entsprechend gegenzusteuern. Stattdessen fanden die Sidewinder-Ingenieure eine einfachere Lösung: Am hinteren Teil des Flugkörpers wurden kleine Steuerflächen mit drehenden Scheiben (Zahnräder) auf der Oberfläche angebracht (englisch: „rollerons“).^[1] Luftfluss über die Scheiben ließ sie schneller drehen; wenn der Flugkörper zu rollen begann, drückte die in diesem Fall auf die Scheiben wirkende gyroskopische Kraft die Steuerflächen in den Luftfluss und unterband die Rollbewegung. Das Sidewinder-Team ersetzte also ein komplexes Kontrollsystem durch vier kleine Stücke Metall.

Die Zielerfassung mit der Sidewinder kann auf mehrere Arten erfolgen: Zum Einen kann die Rakete selbständig den Himmel vor ihrem schwenkbaren Suchkopf absuchen; hat sie eine Wärmequelle erfasst, signalisiert sie dies dem Piloten per Audiosignal (ein hohes Pfeifen in Abhängigkeit von der Qualität der Zielerfassung). Zum Zweiten gibt es den Nachführungsmodus, bei dem der Pilot ein Ziel mit seinem Bordradar aufschaltet. Das Radar teilt dann dem Flugkörper den Winkel zum Ziel mit, dieser schwenkt seinen Suchkopf dorthin und erfasst das Ziel. Die neue AIM-9X beherrscht noch einen dritten Modus, der allerdings gegenwärtig noch nicht benutzt wird; hierbei ist der Pilotenhelm mit einem Sensor gekoppelt, der dem Flugkörper die momentane Blickrichtung des Piloten meldet. Um einen Flugkörper abzufeuern, muss der Pilot also nur das Ziel anschauen und abdrücken. Dies ist vor allem im extremen Nahkampf, wenn die Entfernung zum Radareinsatz bereits zu gering ist, oder bei Helikoptern nützlich.

• 

  AIM-9B

• 

  AIM-9D

• 

  AIM-9E

• 

  AIM-9J

• 

  AIM-9M

• 

  AIM-9P

Technische Daten

Typ[1]	Lenkung	Länge in m	Startmasse in kg	Vmax in Mach	Reichweite in km	Bemerkungen
AIM-9B	Infrarot	2,83	70,4	2	4,8	ab 1956
AIM-9C	halbaktives Radar	2,87	84	2	17,7
AIM-9D	Infrarot	2,87	88,5	2	17,7
AIM-9J	Infrarot	3,07	78	2	14,5	ab Anfang der 1970er Jahre
AIM-9L	Infrarot	2,85	85,3	2	17,7	ab 1977
AIM-9M	Infrarot	2,85	86	2,5	17,7	ab 1982
AIM-9P	Infrarot	3,07	78	2,5	17,7
AIM-9X	Infrarot	2,90	85,5	2,7	16	ab 2002
MAA-1	Infrarot	2,72	86	2	16	brasilianische Version
PL-2	Infrarot	2,88	70	2	7,8
PL-5B	Infrarot	2,89	85	2	16
Shafrir 2	Infrarot	2,47	93	2,5	5	israelische Eigenentwicklung auf Basis der Sidewinder
AAM-1	Infrarot	2,60	70	2	7	japanische Version
Kukri V3	Infrarot	2,94	73,4	2,5	6	südafrikanische Version
Tien Chien 1	Infrarot	2,87	90	2	15	taiwanesische Version
R-3S	Infrarot	2,84	75,3	2	7	ab 1960
R-3R	halbaktives Radar	3,42	82,4	2	8
R-13M	Infrarot	2,87	88,2	2,5	13	mit Stabmantelgefechtskopf

Details zur AIM-9X

• Hersteller: Raytheon; Ford Aerospace; Loral; Diehl Defence;
• Antrieb: Thiokol Hercules und Bermite MK 36 Mod 11; einstufiger Feststoff-Raketenmotor
• Durchmesser: 12,7 cm
• Spannweite: 44 cm
• Geschwindigkeit: Mach 2,7 bis (je nach Modelltyp) zu 4,7 Mach
• Sprengkopf: HE-Fragment; 10,5 kg
• Auslieferung: ab 2002

Bomarc
Allgemeine Angaben
Typ:	Flugabwehrrakete
Heimische Bezeichnung:	XF-99, XM-99A
NATO-Bezeichnung:	CIM-10 Bomarc
Herkunftsland:	Vereinigte Staaten Vereinigte Staaten
Hersteller:	Boeing
Entwicklung:	1949
Indienststellung:	1959
Einsatzzeit:	1961–1972
Technische Daten
Länge:	CIM-10A: 14,20 m CIM-10B: 13,70 m
Durchmesser:	890 mm
Gefechtsgewicht:	CIM-10A: 7.020 kg CIM-10B: 7.250 kg
Spannweite:	5.540 mm
Antrieb: Erste Stufe: Zweite Stufe:	CIM-10A: Flüssigtreibstoff-Booster Aerojet General LR59-AJ-13 CIM-10B: Feststoffbooster Thiokol M51 CIM-10A: 2 × Ramjet Marquardt RJ43-MA-3 CIM-10B:2 × Ramjet Marquardt RJ43-MA-7
Geschwindigkeit:	CIM-10A: Mach 2,8 CIM-10B: Mach 3,0
Reichweite:	CIM-10A: 400 km CIM-10B: 710 km
Dienstgipfelhöhe:	CIM-10A: 20.000 m CIM-10B: 30.000 m
Ausstattung
Lenkung:	Inertiales Navigationssystem, Datenlink
Zielortung:	Aktive Radarzielsuche
Gefechtskopf:	W40-Nukleargefechtskopf mit 7–10 kt oder Splittergefechtskopf
Zünder:	Radar-Annäherungzünder
Waffenplattformen:	Stationäre Stellung

 

Die Bomarc war eine ferngesteuerte Flugabwehrrakete der Zeit des Kalten Krieges aus US-amerikanischer Produktion. Sie konnte mit einem nuklearen Sprengkopf bestückt werden. Durch Ramjet-Triebwerke und Tragflächen erzielte sie eine Reichweite von zuletzt 700 Kilometern bei einer Geschwindigkeit bis zu Mach 2,8.

Der Name Bomarc setzt sich aus den Herstellern Boeing (BO) und dem Michigan Aeronautic Research Center (MARC) = BOMARC zusammen. Die ursprüngliche Bezeichnung der US Air Force – XF-99 – gliederte die Bomarc in die Reihe der Jagdflugzeuge ein.^[1] Schon kurz nach dem Erstflug erfolgte die erste Umbenennung in IM-99A, bevor schließlich 1963 CIM-10 als endgültige Bezeichnung festgelegt wurde.

Entwicklung

Im Kalten Krieg standen den USA und der Sowjetunion vor der Entwicklung von Interkontinentalraketen als Kernwaffenträger nur Langstreckenbomber zur Verfügung. Gegen diese Bedrohung richtete sich die Bomarc, die ab Anfang der 1950er-Jahre entwickelt und ab Juni 1961 in Dienst gestellt wurde. Neben ihrem ursprünglichen Zweck diente die Bomarc auch als Zieldrohne zum Test anderer Waffensysteme.

Es wurden etwa 700 Flugkörper produziert. 14 Bomarc-Stellungen in den USA und zwei in Kanada wurden aufgebaut, die Angriffe sowjetischer Bomber über den Nordpol abfangen sollten.

Das Programm führte in Kanada ab 1960 zu heftigen politischen Kontroversen, als die nukleare Bestückung der Flugkörper bekannt geworden war. Nachdem Pierre Trudeau bereits als Journalist gegen die Bomarc gearbeitet hatte, kündigte er nach seiner Wahl zum kanadischen Premierminister im Jahre 1968 an, die Stellungen 1971 abzubauen.

Ab Mitte der 1960er-Jahre verlagerte sich die Hauptbedrohung von strategischen Bombern zu Interkontinentalraketen. 1972 wurde die letzte Bomarc-Einheit in den USA aufgelöst.

Technik

 

Als bodengestützter Luftabwehrflugkörper großer Reichweite hatte die Bomarc zum Start ein Raketentriebwerk und als Marschtriebwerke zwei Marquardt-RJ43-Staustrahltriebwerke (Ramjets). Zwei Varianten wurden entwickelt – Bomarc A und Bomarc B, ab 1963 als CIM-10A und CIM-10B bezeichnet.

Das erste Modell – die 'Bomarc IM-99A' (IM für Interceptor Missile) – flog mit Mach 2,8 bei einer Reiseflughöhe von 18 km. Es war 14,2 m lang, wog 7.020 kg und hatte eine Reichweite von 320 km. In der Startstufe wurde ein Raketenmotor mit Flüssigtreibstoff verwendet. Die Bomarc B verwendete einen Feststoffantrieb, denn der flüssige Treibstoff hatte den Nachteil, dass erst unmittelbar vor dem Start aufgetankt werden konnte und die Treibstoffe gefährlich in der Handhabung waren. Die Ramjet-Triebwerke beider Varianten unterschieden sich dagegen kaum.

Die Bomarc waren in speziellen Schutzräumen untergebracht, von wo sie automatisch vertikal aufgerichtet und gestartet werden konnten.

Zielermittlung und -verfolgung sowie die Steuerung der Bomarc erfolgte durch SAGE, das Semi-Automatic Ground Environment – ein Netzwerk von Radarstationen und Computersystemen, die aufgrund der damaligen Technologie gewaltige Dimensionen hatten. Bei einer Entfernung von 16 km zum Ziel übernahm das bordeigene AN/DPN-34-Radar die Steuerung bis zum Abfangpunkt, wo der konventionelle Sprengkopf oder auch ein W40-Nuklearsprengkopf mit 10 kT TNT-Äquivalent gezündet wurde.

 

Die Redstone (militärisch auch als PGM-11A oder SSM-A-14 bezeichnet) war die erste US-amerikanische ballistische Rakete. Sie basierte auf der Technologie der deutschen A4-Rakete und wurde wesentlich mit Beteiligung deutscher Raketentechniker unter Walter Dornberger und Wernher von Braun entwickelt.

Geschichte

Die Entwicklung der Redstone begann Ende 1944 als Teil des Hermes-Programmes (Hermes-C1 mit 800 km projektierter Reichweite). Die Arbeiten an der Rakete wurden nach dem Krieg jedoch nur langsam vorangetrieben. Dies änderte sich erst 1950 mit dem Koreakrieg. An die Rakete wurden nun erhöhte Anforderungen gestellt, etwa eine größere Nutzlast. Ab 1951 erfolgte dann die eigentliche Entwicklung der Rakete auf dem Redstone Arsenal in Huntsville (Alabama) unter Leitung von Wernher von Braun. Im April 1952 wurde sie in Redstone umbenannt. Redstone sollte eine Boden-Boden-Rakete für die US Army werden. Ihre grundlegende Konstruktion war Mitte 1952 abgeschlossen. Die Rakete konnte einen nuklearen Fusionssprengkopf von 3.000 kg und einer Sprengkraft bis zu 3,75 Mt TNT-Äquivalent über 320 km tragen und war damit eher eine Kurzstreckenrakete. Die Ausschreibung zum Bau der Rakete gewann im Oktober 1952 die Firma Chrysler, welche umgehend mit der Produktion der ersten Testmuster begann. Am 20. August 1953 hatte die Rakete ihren ersten Testflug. 1955 begann die Produktion der Serienversion, diese startete im Juli 1956 zum ersten Mal. Im Juni 1958 wurde die erste Redstone-Einheit in Westdeutschland stationiert. Bis zum letzten Start am 30. November 1965 gab es 56 Starts der Serienversion, davon 28 Fehlstarts. Insgesamt wurden etwa 120 Raketen gebaut (davon 35 für das Testprogramm). Bei den Tests gab es insgesamt 47 Fehlstarts. Die Zuverlässigkeit des Typs war daher ziemlich gering.^[1]

Dennoch konnte aufgrund der erprobten Technologie relativ kurzfristig nach dem Sputnik-Schock eine Trägerrakete abgeleitet werden, mit deren Hilfe eine Reihe von Weltraummissionen gestartet wurden. Dazu gehörten der erste US-amerikanische Satellit Explorer 1 und die ersten bemannten suborbitalen Raumflüge mit Mercury-Raumschiffen.

Stationierungen

In der Bundesrepublik Deutschland standen vier mobile Abschussrampen mit der dazugehörigen Ausrüstung und je einer Rakete zum Nachladen. Redstone waren auch in Italien und der Türkei stationiert, aus der Türkei wurden sie nach der Kubakrise abgezogen.

Atombombentests

Im Rahmen der Operation Hardtack im August 1958 testete man die Redstone mit atomaren Sprengköpfen. Am 1. August startete Redstone #CC50 den Atombombentest 'Teak'. In 77,8 km Höhe erfolgte die Detonation. 'Orange', dessen Sprengsatz von der Redstone #CC51 gestartet wurde, detonierte am 12. August in einer Höhe von 43 km. Beide Sprengsätze hatten eine Sprengkraft von 3,75 Megatonnen. Diese waren die ersten Atombombentests der USA, die mit einer Rakete durchgeführt wurden.

Varianten

• Die Redstone-Variante für Wiedereintrittstests von Interkontinentalraketen wurde als Jupiter-C bezeichnet. Sie bestand aus der Redstone-Rakete und zwei Feststoffoberstufen. Zwischen 1956 und 1957 starteten drei Raketen.
• Die Redstone-Variante für den Start des ersten US-amerikanischen Erdsatelliten Explorer 1 wurde als Juno-1 oder ebenfalls als Jupiter-C bezeichnet. Sie bestand aus einer modifizierten Redstone-Rakete mit um 2,4 m verlängertem Tank und drei Feststoffoberstufen mit einer jeweils unterschiedlichen Anzahl von Thiokol Baby-Sergeant-Feststoffraketen,^[2] wobei die zweite und dritte Stufe ineinandergeschachtelt wurden. Die Nutzlast lag nur bei etwa 15 kg. Nach dem Start von Explorer 1 wurden weitere Satelliten mit dieser Rakete gestartet, hierbei kam es zu Fehlschlägen. 1958 gab es sechs Raketenstarts, drei davon misslangen. Der erste Start erfolgte am 31. Januar 1958, der letzte am 22. Oktober 1958. Beim letzten Start wurde die Juno 1 mit einer zusätzlichen fünften Stufe ausgestattet. Der Start mit dem Satelliten Beacon 1 misslang jedoch.^[3]
• Die Redstone Mercury für den Start der Mercury-Raumkapseln besaß nur eine Antriebsstufe. Der erste Start erfolgte am 21. November 1960, der letzte am 21. Juli 1961.
• Daneben gab es noch die Redstone Sparta. Sie wurde für einige suborbitale Testflüge 1966 in Woomera und zum Start von Australiens ersten künstlichen Erdsatelliten Wresat eingesetzt.

Technische Daten

	Redstone	Jupiter-C/Juno-1	Redstone Mercury
Länge	21,1 m	21,3 m	25,5 m
Spannweite	3,66 m	3,66 m	3,66 m
Durchmesser	1,78 m	1,78 m	1,78 m
Startmasse	29,0 t	31,5 t	~30 t
Stufen	1	4	1
1. Stufe
Triebwerk	North American Rocketdyne NAA75-100 (A-6) mit Strahlrudern	Rocketdyne A-7	Rocketdyne A-7
Startschub	347 kN	369 kN	357 kN
Treibstoff	Ethanol und LOX	Hydyne und LOX	Ethanol und LOX
Brenndauer	135 s	155 s	155 s
Start-/Leermasse	28,4 / 3,89 t	30,96 / 6,16 t	30,96 / 6,16 t
2. Stufe
Triebwerk		11 Thiokol Sergeant
Schub		73,4 kN
Treibstoff		TPH
Start-/Leermasse		327/90 kg
Brenndauer		6,5 s
Länge		1,3 m
Durchmesser		0,86 m
3. Stufe
Triebwerk		3 Thiokol Sergeant
Schub		24,0 kN
Treibstoff		TPH
Start-/Leermasse		94/28 kg
Brenndauer		6,5 s
Länge		1,3 m
Durchmesser		0,41 m
4. Stufe
Triebwerk		1 Thiokol Sergeant
Schub		8,0 kN
Treibstoff		TPH
Start-/Leermasse		27/5 kg
Brenndauer		6,5 s
Länge		1,3 m
Durchmesser		0,15 m

AGM-12 Bullpup
AGM-12C Bullpup (rechts), AGM-12B (links)
Allgemeine Angaben
Typ:	Luft-Boden-Rakete
Hersteller:	Martin Marietta, Maxson Electronics, Kongsberg Våpenfabrikk, de Havilland Aircraft Company
Entwicklung:	ab 1953
Indienststellung:	1955
Stückpreis:	ca. 4000–5000 US-Dollar (1958)[1]
Technische Daten
Länge:	3200–4140 mm
Durchmesser:	300–460 mm
Gefechtsgewicht:	259–810 kg
Spannweite:	940–1220 mm
Antrieb:	Aerojet Mk8 Mod 1 Feststoff-Raketenmotor (AGM-12A) Thiokol LR-58-RM-4 Flüssigstoff-Raketenmotor (AGM-12B/D) Thiokol LR-62-RM-2/-4 Flüssigstoff-Raketenmotor (AGM-12C)[2]
Geschwindigkeit:	Mach 1,8
Reichweite:	11 km (AGM-12B) 16 km (AGM-12C)
Ausstattung
Zielortung:	Manuell
Gefechtskopf:	- 113 kg Hochexplosiv (AGM-12A-B) - 453 kg Hochexplosiv (AGM-12C) - 68 kg W-45 Nuklearsprengkopf (AGM-12D) - 453 kg mit BLU-26/B (AGM-12E)
Waffenplattformen:	Hubschrauber, trägergestützte Jäger und Jagdbomber, U-Boot-Jagdflugzeug

 

Die AGM-12 Bullpup ist eine manuell gelenkte Kurzstrecken-Luft-Boden-Rakete (Air Ground Missile – AGM) die vom US-amerikanischen Rüstungsunternehmen Martin Marietta für die US Navy und die US Air Force entwickelt wurde. Sie wurde von 1959 bis 1978 eingesetzt. Sie war die erste in Serie gebaute gelenkte Luft-Boden-Rakete der Welt und wurde auch von einigen anderen NATO-Staaten und weiteren Ländern eingesetzt.

Technik und Funktion

Die AGM-12A und GAM-83A (AGM-12B) haben einen zylindrischen Körper, in dem die Elektronik, der Gefechtskopf (Mittelsektion) und der Treibstofftank untergebracht sind. Zur Front hin verläuft er kegelförmig. An der Spitze befindet sich 4 Canards in X-Form. Mit diesen werden die Steuerkommandos des Bordschützen elektropneumatisch von der Bullpup umgesetzt. Am Heck, beim Triebwerk, wird sie leicht konisch. Kurz davor sind vier große Heckflossen ebenfalls in X-Form angebracht, die einem Deltaflügel ähnlich sind. Diese Flügelflächen dienen nur dazu, dass die Bullpup ihre Richtungsstabilität hält sowie in Zusammenarbeit mit dem Kreiselsystem nicht ins Rollen um die eigene Achse gerät. Die ASM-N-7A (ebenfalls AGM-12B) kann man gegenüber der -12A nur an den Heckflossen unterscheiden, denn diese haben jetzt ein Trapezform. Bei der AGM-12C sieht die Körperform, bedingt durch den größeren Durchmesser, erheblich anders aus, denn hinter der Spitze gibt es eine konische Vergrößerung von 30 auf 46 cm. Auch sind die Heckflossen nun wesentlich größer. Sie haben aber eine Trapezform, wobei sich die Flossenhöhe von vorne nach hinten verringert. Die AGM-12D wiederum baut auf der -12B auf. Da sie aber einen Nuklearsprengkopf trägt, der etwas größer ist, musste die Mittelsektion vom Durchmesser her angepasst werden. Auf Grund dieser minimalen Änderung ist die 12D von der A und B Variante nur schwer zu unterscheiden.

Die erste Version der Bullpup, die AGM-12A, war mit einem Mk 8 Mod 1 Feststoff-Raketenmotor der Firma Aerojet-General ausgerüstet, der 2,5 Sekunden lang, ca. 38 kN Schub lieferte.^[3] Spätere Versionen sind mit Flüssigstoff-Raketenmotoren der Firma Thiokol vom Typ LR-58-RM-4 (AGM-12B/D), der 2,04 Sekunden lang ca. 53,9 kN Schub leistet, beziehungsweise LR-62-RM-2/-4 (AGM-12C/E) ausgerüstet. Als Treibstoff verwendet das LR-58 und -62 ein Gemisch aus Aminen, das MAF-l (mixed amine fuel-1) genannt wird sowie als Oxidator rote rauchende Salpetersäure, die, wenn sie zusammen gemischt werden, hypergol (selbstzündend) sind. Das Gewicht aller Raketenmotoren war trotz unterschiedlicher Gesamtmasse der Bullpup annähernd gleich und betrug etwa 91 kg.

Die Bullpup wurde nach Abschuss vom Bordschützen manuell über einen Joystick im Cockpit per Funkfernsteuerung nach Sicht gelenkt. Der Nachteil dieses Systems war, dass der Schütze immer Sichtkontakt mit der Rakete haben musste. In der ersten Version (AGM-12A) musste außerdem das Trägerflugzeug weiter in grader Linie auf das Ziel zu fliegen. Dies wurde erst mit der AGM-12B, die eine überarbeitete Elektronik hatte, leicht verbessert. Jetzt konnte das jeweilige Trägerflugzeug vom Kurs der Bullpup etwas abweichen, ohne dass es zum Verlust der Funkverbindung kam. Das Trägerflugzeug selbst musste mit einem Airborne Flight/Remote Control Radio (kurz AN/ARW) vom Typ -73 und später -77 ausgerüstet sein, damit es die Bullpup verschießen konnte.^[4] Mit dem AN/ARW-73 waren nur die A-4 Skyhawk und die F-105 Thunderchief ausgerüstet. Das AN/ARW-77 hingegen nutzten unter anderem die A-7, F-4, F-5, F-8, und P-3B Orion.

Neben der nicht optimalen Zielelektronik hatte die die Bullpup noch andere Schwächen. So betrug ihre Trefferwahrscheinlichkeit nur 66 %^[5] und dies bei einem Streukreisradius (CEP) von etwas über neun Meter. Weiter gab es immer wieder Probleme mit den Schweißnähten sowie fehlerhaften Schnittstellen zwischen Elektronik und VHF-Antenne.

Geschichte

Die Entwicklung der AGM-12 Bullpup wurde 1953 von der US Navy initiiert, als während des Koreakrieges festgestellt wurde, dass man keine effektive Waffe zur Verfügung hatte, mit der man schnell und präzise statische Ziele, wie zum Beispiel Brücken, ausschalten konnte. Eine weitere Anforderung war die Möglichkeit des Einsatzes durch trägergestützte Flugzeuge. Es wurde eine Ausschreibung durchgeführt, bei der unter mehreren Angeboten Martin Marietta im April des Jahres 1954 den Zuschlag erhielt. Die Bezeichnung der Rakete lautete ASM-N-7 Bullpup, sie war die erste gelenkte Luft-Boden-Rakete. Während ihrer Entwicklungsphase bekam die Bullpup die Bezeichnung XASM-N-7, wobei das X auf den experimentellen Status hinweist. Viele der damals vorgestellten Daten stimmten schon grob mit der späteren Serien-Bullpup überein. Nur beim Gewicht (245 kg) und der Geschwindigkeit (Mach 2) konnten bei der Serienversion (259 kg, Mach 1,8) nicht eingehalten werden. Auch schlug man drei verschiedene Gefechtsköpfe vor. Man wollte die hochexplosive AN-M57 Bombe, die AN-M81 Splitterbombe oder die Mk81 nutzen^[6]. In der Serienversion nutzte die AGM-12A tatsächlich aber nur die AN-M81 und Mk81 Gefechtsköpfe.

Die ASM-N-7 war noch mit einem Feststoff-Raketenmotor ausgerüstet, erst mit der Einführung der Baureihe ASM-N-7a wurde dieser durch einen LR-58 Flüssigstoff-Raketenmotor der Firma Thiokol ersetzt. Offiziell wurde die ASM-N-7 bei der US Navy am 25. April 1959 an Bord der USS Lexington bei den an Bord befindlichen A-4 Skyhawk in Dienst gestellt.^[7] Neben den A-4 Skyhawk wurde sie für die AF-1E Fury und den SH-34 zugelassen. Aber schon im Jahr 1954 zeigte die „US Air Force“ ebenfalls Interesse an der Bullpup. Man wollte aber nicht die gleiche Rakete wie die US Navy verwenden, da zu dieser Zeit große Rivalitäten zwischen den Teilstreitkräften bestanden. Daher wurde Martin Marietta beauftragt, ein Derivat mit der Projektbezeichnung White Lance und dem späteren Namen GAM-79 zu entwickeln. Es sollte, anders als bei der Navy, von Beginn an ein Raketenantrieb mit Flüssigtreibstoff verwendet werden. Außerdem sollte diese Version mit einem Nuklearsprengkopf bestückt werden können und die Zielelektronik sollte weiter verbessert werden. Aber die Entwicklung der GAM-79 brauchte ihre Zeit, und während dieser Entwicklungszeit kaufte die USAF die ASM-N-7, führte sie aber unter der Bezeichnung GAM-83 ein und setzte sie auf den Flugzeugtypen North American F-100 und Republic F-105 ein. Die ASM-N-7 und die GAM-83 sollten ab 1963 die Bezeichnung AGM-12A erhalten. Weiter wurde eine Trainingsversion, mit der die Piloten üben konnten, die AGM-12A, gebaut. Sie wurde zuerst als TGAM-83 und später als ATM-12A geführt.^[2]

Die US-Navy nahm von der Entwicklung der GAM-79 durch die Air Force Notiz und stattete in der Folgezeit ihre ASM-N-7 mit einem Flüssigstoff-Raketenmotor aus. Diese jetzt unter der Bezeichnung ASM-N-7A geführte Baureihe unterschied sich gegenüber der ASM-N-7 nur durch den Flüssigstoff-Raketenmotor sowie einige kleine Verbesserungen am Gefechtskopf. Es wurde jetzt ein Gefechtskopf vom Typ Mk19 Mod 0^[8] verwendet. Sie wurde etwa 1960 bei der US-Navy in Dienst gestellt. Die Air Force wiederum konnte die White Lance alias GAM-79 schon im Jahr 1958 in Dienst stellen, dies geschah unter dem Namen GAM-83A. Da die ASM-N-7A und GAM-83A fast zeitgleich entwickelt wurden, unterscheiden sie sich nur in Details, vor allem aber bei der Zielelektronik (GAM-83A). Beide Raketen sollten ab 1963 die Bezeichnung AGM-12B erhalten wobei es noch eine Trainer-Variante, die ATM-12B gab. Auf welcher der beiden Raketen die ATM-12B basiert ist unbekannt.

Neben dem neuen Gefechtskopf für die ASM-N-7A, ließ die US Navy im Jahr 1961 einen weiteren entwickeln. Dieser sollte 100 Liter eines chemischen Kampfstoffes mit dem Namen GB (Methylfluorphosphonsäureisopropylester) enthalten. Der Kampfstoff sollte nicht in der Luft versprüht werden, sondern nur in einen begrenzten Radius durch den Aufschlag der Bullpup verbreitet werden. Es wurden einige Machbarkeitsstudien in Auftrag gegeben und auch einige Prototypen dieses Gefechtskopfes gebaut. Aber die Navy beendete kurz nach der Fertigstellung der Gefechtsköpfe das Programm, bevor es überhaupt zu einem Test kam.^[9]

Die Navy strebte eine verbesserte Version als die ASM-N-7A an. Ab dem Jahr 1959 wurde die ASM-N-7B entwickelt. Sie sollte einen auf 1000 Pfund (453 kg) vergrößerten Gefechtskopf erhalten. Zu der Zeit (1959) wurde die ASM-N-7B auch als Super Bullpup bezeichnet, wobei dies keine offizielle Bezeichnung war.^[7] Es wurde weiter ein verbesserter Flüssigstoff-Raketenmotor vom Typ LR-62-RM-2/-4 eingesetzt, um bei dem nun größerem Gesamtgewicht die gleiche beziehungsweise eine etwas größere Reichweite zu erhalten. Die ASM-N-7B wurde für die Flugzeuge North American A-5, Grumman A-6 und Vought F-8E zugelassen. Sie wurde ab 1963 als AGM-12C bezeichnet.

Aus der GAM-83A entwickelte Martin für die US Air Force noch ein Derivat (ab Februar 1960), welches ab 1962 produziert wurde und über die Nuklearoption in Form eines W-45 Nuklearsprengkopfes verfügen sollte. Da der Nuklearsprengkopf etwas größer als der originale konventionelle war, wurde der Durchmesser der GAM-83A etwas vergrößert. Diese nukleare Version der GAM-83A erhielt die Bezeichnung GAM-83B, welche ab 1963 in AGM-12D umgeändert wurde. Von der D-Version wurden nur 100 Stück produziert und schon zwischen 1967 bis 1978 ausgemustert.^[10]

Als letzte Version gab es noch die E-Version. Sie bekam von Anfang an die Bezeichnung AGM-12E Bullpup, da sie 1966/67 in Dienst gestellt wurde. Sie baut auf der AGM-12C auf, verwendet aber keinen herkömmlichen Gefechtskopf, stattdessen wurde dieser durch ca. 800-900 BLU-26/B Bomblets ersetzt.

Später gab es noch einige Projekte, die auf der Bullpup basierten und deren Fähigkeiten erheblich verbesserten. Keine dieser experimentellen Raketen wurde je in Serie produziert. Sie hatten die Bezeichnungen AGM-79 Blue Eye (Martin Marietta), AGM-80 Viper (Chrysler) und AGM-83 Bulldog (Texas Instruments).

Die letzten AGM-12 der Navy wurden vom Patrol Squadron VP-1 im Juli des Jahres 1978 von drei P-3B Orion verschossen und wurden anschließend ausgemustert.^[11]

Neben den Weiterentwicklung der Bullpup gab es in einigen Ländern eigene Raketen, die manuell über Funk gesteuert werden. Einige dieser Raketen sind der Bullpup so ähnlich, dass man sie als Pendant (Gegenstück) bezeichnet werden kann. So gab es in der Sowjetunion eine Luft-Boden-Rakete namens AS-7 Kerry, in Frankreich wurde von Nord Aviation die AS.20 entwickelt. In Argentinien wurde die Martin Pescador MP-1000 mittlerweile außer Dienst gestellt, aber einige existieren als AS-25K-RC weiter.

Kurzübersicht

aktuell (ab 1963)	veraltet (bis 1963)
AGM-12A	ASM-N-7 GAM-83
AGM-12B	ASM-N-7A GAM-83A
AGM-12C	ASM-N-7B
AGM-12D	GAM-83B
AGM-12E

 

Einsatzländer

Die Bullpup wurden von USA in den unterschiedlichen Versionen (A–E) ungefähr 56668-mal gebaut, bevor sie in einem Zeitraum von Beginn der 1970er bis zu den 1980er Jahren bei der US-Armee endgültig ausgemustert wurde.^[12] Außerdem wurde die Bullpup (AGM-12B) von einem europäischen Konsortium hergestellt. Zu diesem Konsortium gehörten Norwegen (Kongsberg Våpenfabrikk) als Hauptproduzent, Großbritannien (de Havilland), Dänemark und die Türkei.

Danemark Dänemark

Bei der Flyvevåbnet nutzte man die AGM-12B mit der F-104G und Saab 35XD als Trägerflugzeug.

Griechenland Griechenland

AGM-12B genutzt an F-104G

Israel Israel

Die Israelischen Luftstreitkräfte nutzten die AGM-12B an der McDonnell F-4E und Douglas A-4 Skyhawk. Es wurden insgesamt 760 Bullpup in 2 Tranchen (à 550/210 Stück) zwischen den Jahren 1969 bis 1976 aus den USA geliefert.^[13]

Norwegen Norwegen

Die Luftforsvaret nutzte die Bullpup als Seezielflugkörper mit der P-3B, F-5 und F-104G.^[14] Außerdem Produzierte die Kongsberg Våpenfabrikk für sie die AGM-12B, zwischen 1963 bis 1969, 1.500 mal in Lizenz.

Turkei Türkei

Die Türkische Luftwaffe nutzten AGM-12B an zusammen mit F-100 Super Sabre und F-104G. Alle ca. 2.500 gelieferten Bullpup wurden in Norwegen gefertigt, wobei einzelne Teile in der Türkei produziert wurden.

Vereinigtes Konigreich Vereinigtes Königreich

Großbritannien zeigte schon 1960 Interesse an der Bullpup aber erst 1962 bekam man die AGM-12B. Als Trägerflugzeuge wurde die Supermarine Scimitar, Blackburn B-103 Buccaneer und die De Havilland D.H.110 der Royal Navy (ab 1962–64) und Royal Air Force benutzt. Die britische Firma de Havilland Aircraft Company unterstützte die Kongsberg Våpenfabrikk beim Bau von insgesamt 2.500 AGM-12B. Wobei 1.000 AGM-12B aus den USA geliefert wurden, um die Zeit bis Produktionsbeginn bei Kongsberg zu überbrücken.^[15]

Vereinigte Staaten Vereinigte Staaten

Ursprünglich von Martin Marietta entwickelt und verbessert, produzierte den größten Teil der AGM-12 die Firma Maxson Electronics. Die diversen Varianten der Bullpup wurden Flugstaffeln der US-Navy, Air Force und des Marine Corps genutzt.

 

Verwendete Trägerplattformen

Hubschrauber

• Sikorsky S-58, an der HUS-1/UH-34D wurde 1961 in Fort Rucker die Bullpup getestet, diese Kombination kam aber nicht in den regulären Truppendienst

Flugzeuge

• Douglas A-4 Skyhawk
• North American A-5 Vigilante
• Grumman A-6A Intruder
• McDonnell F-4 Phantom II, nur F-4B, C und E
• North American FJ-4B Fury
• Northrop F-5 Freedom Fighter
• Vought F-8 Crusader, nur F-8E, H, J, K und L
• Lockheed P-3B Orion
• North American F-100 Super Sabre, F-100C und D
• Republic F-105D Thunderchief
• Lockheed F-104G Starfighter
• Grumman F11F Tiger
• Blackburn B-103 Buccaneer
• Supermarine Scimitar
• De Havilland Sea Vixen
• Saab 35XD Draken

MGM-13 Mace
Allgemeine Angaben
Typ:	Marschflugkörper
Hersteller:	Glenn L. Martin Company
Entwicklung:	1954
Indienststellung:	1959
Technische Daten
Länge:	13,60 m
Durchmesser:	1.400 mm
Gefechtsgewicht:	8.200 kg
Spannweite:	7.000 mm
Antrieb: Erste Stufe: Zweite Stufe:	Feststoffbooster Allison J33-A-41 Turbojetmit 23 kN Schub
Geschwindigkeit:	Mach 0,9
Reichweite:	2.400 km
Ausstattung
Zielortung:	INS plus ATRAN (Automatic Terrain Recognition And Navigation)
Gefechtskopf:	W28 Nukleargefechtskopf 1.100 kt
Waffenplattformen:	Verbunkerte Stellung

 

MGM-13 Martin Mace (englisch für Keule) war eine taktische Boden-Boden-Rakete des US-amerikanischen Rüstungsherstellers Herstellers Martin, basierend auf dem Marschflugkörper Matador.

Entwicklung und Produktion

Die Entwicklung begann 1954, der erste Start erfolgte 1956. Die Mace konnte von einer mobilen Abschussrampe oder von einem gehärteten Bunker gestartet werden. Den Startschub lieferte ein Feststoffbooster, im Flug wurde Mace von einem Allison J33-A-41-Turbojet angetrieben. Es wurden zwei Versionen gebaut, die A-Version mit einem ATRAN (Automatic Terrain Recognition And Navigation) Radar-Navigationssystem und die B-Version mit einem Trägheitsnavigationssystem und vergrößerter Reichweite. Die Stationierung begann 1959, und die Rakete blieb bis in die 70er Jahre des 20. Jahrhunderts im Einsatz. Die Mace konnte mit einem konventionellen oder nuklearen Sprengkopf bestückt werden. Einige Raketen wurden als Zieldrohnen verwendet, da ihr Flugbild dem von Flugzeugen stark ähnelte.

Stationierung in der Bundesrepublik Deutschland

Dem Commando der 38 th TMW auf der Air Base Sembach (Pfalz) unterstanden z.B. 12 Missile MGM-13 A Mace (zuletzt CGM 13 B) in ständiger Abschussbereitschaft. Ab dem 25. September 1966 wurde die Einheit mit 1962 Soldaten in die 603 rd Air Base Wing umgewandelt. Im Oktober 1966 wurden die Mace über Rotterdam in die USA verschifft. Als neue Träger verwendete die Air Force die Flugzeuge F 100 und F 105.

MIM-14 Nike Hercules
Allgemeine Angaben
Typ:	Boden-Luft-Lenkwaffensystem
Hersteller:	Western Electric, Bell, Douglas
Entwicklung:	1952
Indienststellung:	1955
Technische Daten
Länge:	12,53 m
Durchmesser:	1. Stufe: 80,0 cm 2. Stufe: 53,0 cm
Gefechtsgewicht:	4.850 kg
Spannweite:	1. Stufe: 350,0 cm 2. Stufe: 180,3 cm
Antrieb: Erste Stufe: Zweite Stufe:	Hercules M42 Feststoffbooster Thiokol M30 Feststoff Raketentriebwerk
Geschwindigkeit:	Mach 3,65
Reichweite:	6 km bis 140 km, Gipfelhöhe 46 km
Ausstattung
Zielortung:	Radar (mit Kommandolenkung des LFK)
Gefechtskopf:	272-kg-Splittergefechtskopf oder Nuklearsprengkopf W31
Zünder:	Näherungs- und Aufschlagzünder
Waffenplattformen:	ortsfeste Raketenstellung

 

Die Nike Hercules war eine Langstrecken-Flugabwehrrakete der Zeit des Kalten Krieges aus US-amerikanischer Produktion. Das System war vorgesehen für die Bekämpfung von Flugzielen in großen Höhen, insbesondere zur Abwehr strategischer Bomber der Sowjetarmee.

Entwicklung

Im Jahr 1952 bekam Western Electric den Auftrag zur Entwicklung eines Nachfolgesystems der Nike Ajax. Am 13. Januar 1955 fand der erste Testflug der Nike Hercules statt. Die ersten Systeme wurden 1958 an die US Army ausgeliefert. Insgesamt wurden 25.500 Lenkflugkörper produziert. Für drei Jahrzehnte stellte die Nike Hercules das Rückgrat der NATO-Luftverteidigung dar. Ab etwa 1960 wurden Nike Hercules in großer Zahl an die Streitkräfte verbündeter Staaten ausgeliefert, darunter die Luftwaffe der deutschen Bundeswehr.

Technik

Die Raketen waren, nachdem sich das Vorgängermodell „Nike Ajax“ mit konventionellen Splittergefechtsköpfen als wenig zielgenau erwiesen hatte, für den Einsatz nuklearer Sprengköpfe vom Typ W31 konzipiert. Das neue Antriebssystem, das eine Vervierfachung der Leistung des Ajax-Antriebes ermöglichte, bestand aus einem Bündel von vier Feststoffraketen (Boostern) als erste Stufe und einem weiteren, deutlich vergrößerten Feststofftriebwerk als zweite Stufe, das den Gefechtskopf zum Ziel transportierte.

Durch den Nuklearsprengkopf sollte die Rakete befähigt werden, feindliche Bomber-Pulks anzugreifen und dabei den sogenannten „dead man effect“ zu verhindern: Beim Angriff mit konventionellen Sprengköpfen, deren Navigation mit den damals zur Verfügung stehenden Steuerungstechniken nicht präzise genug vorgenommen werden konnte, wurde meist nur das Flugzeug selbst zerstört, nicht die Atombomben, die es im Falle einer Ost-West-Konfrontation mit hoher Wahrscheinlichkeit getragen hätte. Die Bomben wären nach der Zerstörung des Flugzeuges durch eine standardmäßige Kopplung des Zündmechanismus an die integrierten Höhenmessgeräte, die beim Überfliegen der Grenze aktiviert wurden, zur Zündung gebracht worden.

Der W31-Sprengkopf der Nike Hercules, der durch die Unterdrückung der „boosted reaction“ wahlweise verschiedene Sprengkraftäquivalente zwischen 2 und 40 Kilotonnen (kT) TNT entfalten konnte, sollte die gegnerischen Flugzeuge im näheren Trefferumkreis vollständig zerstören und Flugzeuge in größerer Entfernung zum Absturz bringen.

Die Nike Hercules verfügte über keine eigene sensorische Ausrüstung, sondern wurde durch analoge Radarfunkbefehle der dazugehörigen Bodeninstrumente in das Ziel gelenkt (Kommandolenkung). Erst seit Beginn der 1980er Jahre wurden die zur Berechnung des Abfangkurses verwendeten Analogrechner durch digitale Prozessoren ersetzt; das System übermittelte seine Steuerungsbefehle weiterhin mit Hilfe analoger Funksignale an die Lenkflugkörper.

Die wichtigste Schwachstelle des Systems war die Tatsache, dass jede Feuereinheit (Batterie, entspricht der Kompanie-Ebene) mit der ihr zu Verfügung stehenden Radarausrüstung nur ein Ziel zur selben Zeit bekämpfen konnte. Daher konnte das ganze System durch einen Angriff mehrerer Flugzeuge schnell „gesättigt“ werden.

Ab 1975 wurde das System für die Bekämpfung ballistischer Raketen ausgerüstet. Im Verbund mit einer vorgelagerten Abwehrlinie aus Flugabwehrraketen vom Typ HAWK wurde die Verteidigung gegen tieffliegende Angreifer erweitert. Eine Modifikation der Zündkreisläufe erlaubte schließlich den Einsatz als taktische Nuklearwaffe gegen Bodenziele.

Stationierung in Taiwan

Während des zweiten Konflikts um die Küsteninseln in der Taiwan-Straße (sogenannte Zweite Quemoy-Krise) verlegten die USA von Oktober 1958 bis August 1959 ein Raketenbataillon des 71. US-Artillerieregiments mit etwa 700 Soldaten und rund 48 Flugabwehrraketensystemen vom Typ Nike Hercules nach Taiwan.

Stationierung in der Bundesrepublik Deutschland und Europa

In der Bundesrepublik Deutschland befanden sich 54 Batterien, von denen acht unter belgischem, vier unter niederländischem, 24 unter deutschem und 16 unter US-amerikanischem Befehl waren.^[1] Sie waren in das Luftverteidigungssystem NADGE der NATO integriert. Eine Batterie verfügte typischerweise über 30 Lenkflugkörper und neun Starteinrichtungen (sogenannte „Launcher“).

Die Stellungen hatten einen mittleren Abstand von 30 Kilometern und lagen entlang der beabsichtigten Rückzugslinie der NATO-Truppen entlang des Rheins und des Nordseeküstenbereiches. Die Reichweite der Raketen lag zwischen 30 und 150 Kilometern.^[1]

In nördlicher und südlicher Richtung setzte sich dieser Sperrriegel bis Grönland und in die Türkei fort. Etwa ein Viertel der Stellungen erhielt den nuklearen Status. Diese Stellungen wurden seit 1979 im Rahmen des „Long Range Security Program“ mit Erdwällen, Perimeterzaunanlagen, Wachtürmen und zusätzlichen Flugabwehrmitteln ausgestattet. In jeder dieser Stellungen war neben den Kräften der Bündnisstaaten ein amerikanisches Wachkontingent stationiert, das den Zugang zur Umgebung der Hangargebäude mit jeweils vier nuklear bestückten Lenkflugkörpern regelte und alle Arbeiten an diesen beaufsichtigte.

Das Nike-Hercules-System galt in den 1980er Jahren als veraltet, da ihre Stellungen dem Ostblock bekannt waren und damit ein Angriffsziel darstellten und besser geeignete militärische Mittel zur Verfügung standen.^[1] Im Frühjahr 1984 waren in der BRD noch rund 40 Stellungen in Betrieb. ^[1]Das Einsatzprofil der Nike Hercules wird heute von dem Raketensystem PATRIOT wahrgenommen. Einige der Stellungen waren zunächst für die Umrüstung auf das PATRIOT-System vorgesehen. Nach dem Ende des Kalten Krieges jedoch wurden alle Teil der Konversionsmasse. Viele der oftmals auf erhöhten Positionen errichteten und abgelegenen Stellungen sind bis heute keiner neuen Nutzung zugeführt und verwildern.

SSM-N-8A Regulus
Allgemeine Angaben
Typ:	Marschflugkörper
Hersteller:	Vought
Indienststellung:	1955
Technische Daten
Länge:	9,80 m
Durchmesser:	1.435 mm
Gefechtsgewicht:	4.670 kg + 790 kg Startkrakete
Antrieb: Erste Stufe:	Strahltriebwerk Allison J33-A-18A (20 kN) 2 Feststoffraketen Aerojet General (je 146 kN)
Geschwindigkeit:	960 km/h
Reichweite:	925 km
Ausstattung
Gefechtskopf:	W5-Nuklearsprengkopf mit 40 kt oder W27-Nuklearsprengkopf mit 2,0 Mt
Waffenplattformen:	Kriegsschiff

 

Die SSM-N-8A Regulus war ein nuklear bewaffneter Marschflugkörper des US-amerikanischen Herstellers Vought, der von 1955 bis 1964 von der United States Navy eingesetzt wurde.

 

Entwicklung

Der in den späten 1950er- und frühen 1960er-Jahren stationierte Flugkörper war der erste in Dienst gestellte seegestützte Marschflugkörper und basierte auf den Entwürfen der deutschen V1. Das Regulus-Projekt begann bereits 1943, jedoch ohne nennenswerte Fortschritte. Bis 1947 führten die Planungen lediglich zu einer genauen Spezifikation der Leistungsdaten. Parallel dazu gab es das Projekt des Marschflugkörpers SSM-N-6 Rigel, das 1943 begann und 1953 eingestellt wurde. In dieser Zeit standen die Projekte der United States Navy in Konkurrenz zu dem Marschflugkörper Matador der US Army. Schließlich kam es 1951 zum Erstflug eines Regulus-Marschflugkörpers und 1953 zum ersten Start von einem U-Boot aus, vom Deck der aufgetauchten USS Tunny. Ein Flugkörperstart unter Wasser war zu dieser Zeit nicht möglich.

 

Einsatz

Zwei U-Boote der Grayback-Klasse gingen ab 1958 mit Regulus auf Patrouille, ab 1960 auch das Atom-U-Boot USS Halibut (SSGN-587). Ab 1964 gingen U-Boot-gestützte Polaris-Raketen in Dienst und lösten damit die Regulus ab. Neben der Stationierung auf U-Booten wurde auch die Stationierung auf Überwasserschiffen untersucht und in kleinem Rahmen durchgeführt. So fuhren ab 1955/56 vier Kreuzer der Baltimore-Klasse mit Regulus-Flugkörpern.

Bei einem als Missile Mail bezeichneten Start am 8. Juni 1959 wurden durch einen Regulus-Flugkörper Postbehälter mit Briefen transportiert.

 

Die Atlas, einstmals entwickelt als ballistische Interkontinentalrakete, ist eine Trägerrakete, die vor allem in den 1960er Jahren beim Mercury- und Gemini-Programm eingesetzt wurde. Weiterentwicklungen der Atlas-Rakete sind auch heute noch als Trägerraketen für Satelliten und Raumsonden im Einsatz.

Geschichte

Interkontinentalrakete

Die Entwicklung der Atlas begann im März 1946, als die Firma Consolidated Vultee Aircraft Corporation mit dem Bau einer Interkontinentalrakete mit einer Reichweite von 8000 km beauftragt wurde (Projekt MX-774 oder Hiroc). Das Projekt wurde aber nach kurzer Zeit aufgrund von Geldmangel beendet, jedoch 1951 angesichts der sowjetischen Aufrüstung wiederbelebt (als Projekt MX-1593 oder Atlas). Der erste Start einer Atlas fand am 11. Juni 1957 statt. Aufgrund eines Fehlers im Treibstoffsystem musste die Rakete aber 51 Sekunden nach dem Start zerstört werden. So blieb der erste erfolgreiche Flug einer Interkontinentalrakete der Sowjetunion vorbehalten.

Die U.S. Air Force zog aber noch im selben Jahr, am 17. Dezember 1957, mit dem ersten geglückten Flug der Atlas A nach. Ein Jahr später absolvierte die Atlas B am 29. November 1958 den ersten Flug über die volle Distanz. Im selben Jahr wurde beschlossen, die Atlas als Trägerrakete für das Mercury-Programm zu benutzen. Im September 1959 nahmen die ersten Atlas D den Truppendienst auf. Im Mai 1960 stellte die Atlas D mit einer Flugstrecke von fast 14.500 km den bis dato gültigen Rekord für den weitesten bekannten Flug einer Interkontinentalrakete auf. Aufgrund ihrer hohen Reaktionszeit wurde die Atlas schon 1965 außer Dienst gestellt. Sie wurde durch die militärisch geeigneteren Interkontinentalraketen Minuteman und Titan II abgelöst. Ausgemusterte Interkontinentalraketen vom Typ Atlas wurden bis in die 1990er als Trägerraketen für kleine Nutzlasten eingesetzt.

Modelle:

• Atlas A: Entwicklungsmodell mit nur zwei Triebwerken, geringer Treibstoffladung, sehr einfachem Steuerungssystem und Raketenspitzenattrappe
• Atlas B: Entwicklungsmodell mit Antrieb nahe an der späteren Einsatzkonfiguration und abtrennbarer Spitze; die 10. Rakete dieser Serie brachte den ersten Kommunikationssatelliten Score in den Orbit
• Atlas C: Entwicklungsmodell nahe an der Einsatzkonfiguration
• Atlas D (Atlas LV-3B): erstes Einsatzmodell mit Radio-Inertialer-Lenkung; Erstflug April 1959; erster Stationierungsort Vandenberg Air Force Base ab September 1959 horizontal in Bunkern; Sprengkopf W-49 in Mk.2/3 RV (1,44 MT); ausgemustert 1965; Verwendung für Mercury Programm der NASA
• Atlas E: Einsatzmodell mit inertialer Steuerung, verbessertem Betankungssystem und verbessertem Antrieb; Stationierung ab 1961 horizontal in Bunkern; Sprengkopf W-47 in Mk.4 RV (3,75 MT); ausgemustert 1965, bis 1995 mit einer oder mehreren Feststoffoberstufen als Trägerrakete eingesetzt
• Atlas F: stark verbessertes Modell, Stationierung in Silos ab 1962; Sprengkopf W-47 in Mk.4 RV (3,75 MT); ausgemustert 1965; bis 1981 mit einer oder mehreren Feststoffoberstufen als Trägerrakete eingesetzt

Raumfahrt-Trägersystem 1. Generation

Nach dem ersten Start einer umgebauten Atlas-B als Satellitenträger versuchte man die Fähigkeit der Atlas Rakete für schwerere Nutzlasten auszunutzen. Dazu stattete man die Atlas-C mit einer Able-Oberstufe und Altair-Drittstufe jeweils aus der Vanguard Rakete aus und versuchte mit dieser Kombination eine 175 kg schwere Sonde in eine Transferbahn zum Mond zu bringen. Von dieser als Atlas-Able bekannten Version wurden nur vier Stück gebaut, von denen drei zwischen dem 15. November 1959 und 15. Dezember 1960 gestartet wurden. Diese drei Raketen versagten, die vierte wurde erst gar nicht gestartet, da sie bereits bei einem Test auf der Startrampe explodierte.

Für das Mercury-Programm wurden ausgemusterte Atlas-D verwendet. Der erste Start einer solchen Mercury-Atlas-Rakete fand am 29. Juli 1960 statt, schlug jedoch fehl. Nach fast eineinhalb Jahren und weiteren Teststarts wurde am 29. November 1961 der Affe Enos erfolgreich mit der Mercury Atlas 5 in einen Orbit gebracht und bestand damit erfolgreich die Generalprobe für den ersten bemannten Flug. Diesen absolvierte John Glenn am 20. Februar 1962 im Rahmen der Mercury 6 Mission und wurde damit zum ersten Amerikaner in einem Orbit. Auch die drei darauf folgenden Mercury-Missionen wurden mit einer Atlas-Rakete durchgeführt.

Die Atlas mit der Agena-Oberstufe startete seit 1960 zahlreiche militärische und NASA-Nutzlasten. Auch beim Gemini-Programm beförderten die Atlas-Agena ihre Agena-Oberstufe in den Orbit, die dort den bemannten Gemini-Raumschiffen als Andockziel diente. Von dieser Version gab es sechs Varianten (Atlas LV-3A Agena A, Atlas LV-3A Agena B, Atlas LV-3 Agena D, Atlas SLV-3 Agena D und Atlas SLV-3A Agena D) die sich in der eingesetzten Basis- und Oberstufe unterschieden.

Zur selben Zeit, als von der USAF die Atlas-Agena A entwickelt wurde, hatte die NASA ein Entwicklungsprogramm für eine Atlas-Vega mit höherer Leistung zum Start von Satelliten und Raumsonden^[1]. Die Atlas-Vega hätte drei Stufen für den Start in höhere Umlauf- und Fluchtbahnen gehabt. Bei Starts in erdnahe Umlaufbahnen sollten nur die ersten beiden Stufen verwendet werden. Die zweite Stufe sollte ein modifiziertes General Electric Triebwerk der Vanguard-Erststufe erhalten. Die dritte Stufe, namens Vega, wurde vom JPL entwickelt^[2]. Die Entwicklung der Atlas-Vega wurde eingestellt, als die USAF die gleich leistungsfähige Atlas-Agena-B entwickelte ^[1]. Die Atlas-Vega kam nie zum Einsatz.

• 

  Die Boostersektion der Atlas-Vega

• 

  Erste Stufe der Atlas-Vega ohne Booster

• 

  Die zweite Stufe der Atlas-Vega

• 

  Vega Oberstufe mit Nutzlast in der Nutzlastverkleidung

Die Atlas-Rakete wurde in Verbindung mit der Centaur-Oberstufe auch zum Start der Surveyor-Mondsonden, Mariner 9, Pioneer-Venus, Pioneer 10 und 11 eingesetzt. Außerdem startete diese als Atlas-Centaur LV-3C genannte Version kommerzielle und militärische Kommunikationssatelliten in den Geotransferorbit. Auch von dieser Rakete gab es mehrere Versionen. Bei der Originalversion LV-3C kam eine Atlas-D mit einer Centaur-C Oberstufe zum Einsatz. Später folgten die Versionen Atlas SLV-3C Centaur D, Atlas SLV-3C Centaur D1A und Atlas SLV-3C Centaur D1AR, wobei Anfangs bei Tests und später bei einigen Starts auch frühere Versionen der Centaur bzw. zusätzliche Kickstufen zum Einsatz kamen.

Vornehmlich vom Militär wurde auch eine Atlas-Rakete mit einer kleineren Festtreibstoff-Oberstufe genutzt. Diese brachte NOAA-Wettersatelliten und militärische Nutzlasten von Vandenberg AFB aus in einen polaren Orbit.

Raumfahrt-Trägersystem 2. Generation

In den 1980er Jahren konnte die Atlas mit den gestiegenen Nutzlastanforderungen nicht mehr mithalten, wobei ihr gleichzeitig die Ariane- und die Delta-Raketen Konkurrenz machten. So entschloss man sich auf Basis der Atlas Centaur D-1AR zu einer Verstärkung der Basisstufe, welche um drei Meter verlängert wurde und so 17 t mehr Treibstoff fassen konnte. Diese als Atlas G Centaur bezeichnete Version startete am 9. Juni 1984 zu ihrem Erstflug, wobei die Nutzlast Intelsat V F-9 aufgrund eines Fehlers in der Centaur-Oberstufe seinen Orbit nicht erreichte und einige Monate später verglühte. Insgesamt wurde diese Version bis 1989 sieben Mal eingesetzt. Auf Basis dieser Rakete entstand auch die fünfmal für den Start von militärischen Funkaufklärungssatelliten genutzte Atlas H, welche aus der Basisstufe der Atlas G ohne die Centaur-Oberstufe bestand.

Als nach der Challenger-Katastrophe klar wurde, dass man ein unbemanntes Trägersystem zum Starten von Kommunikationssatelliten und mittelschweren militärischen Nutzlasten brauchte (Titan IV übernahm die schweren, Delta II die leichteren Nutzlasten), wurde 1990 die größtenteils auf der Atlas G basierte Atlas I eingeführt. Gleichzeitig wurde das Entwicklungsrisiko von der NASA auf den privaten Hersteller übertragen. Von nun an wurde die Entwicklung der Rakete nicht mehr von der NASA finanziert, sondern wurde indirekt durch das Buchen von mehreren Raketen des zu entwickelnden Typs durch die NASA und das Verteidigungsministerium subventioniert. Hauptänderung gegenüber der Atlas G war die Ausstattung mit digitaler statt analoger Steuerungssysteme. Der erste von elf Starts erfolgte am 25. Juli 1990, der letzte am 25. April 1997. An den drei Fehlstarts war zweimal die Turbopumpe der Centaur-Oberstufe und einmal eine Leistungsminderung der Basisstufe schuld.

Ein Jahr später folgte die stark überarbeitete, größere und etwas stärkere Atlas II. Sie verfügte über verbesserte Triebwerke in der ersten Stufe, strukturelle Verstärkungen und einige Vereinfachungen im Aufbau, was die Zuverlässigkeit der Rakete stark verbesserte. Es folgten die kommerzielle Variante Atlas IIA, die eine verbesserte Centaur-Stufe verwendete und die Atlas IIAS, die zudem über vier Castor-IVA-Feststoffbooster als Starthilfe verfügte und so die Nutzlast auf 8,6 t (LEO) bzw. 3,63 t (GTO) steigerte. Die Atlas II flog in den Jahren 1991 bis 2004 63 Einsätze, die sämtlich erfolgreich verliefen.

Die zunächst als eine Weiterentwicklung der Atlas II geplante Atlas III (frühere Bezeichnung Atlas IIAR) wurde nach dem Beschluss, die Atlas V zu entwickeln, als eine Übergangslösung zur Atlas V angesehen. Sie sollte einen Großteil von neuen Technologien testen, die in der späteren Atlas V zum Einsatz kommen sollten. Die Atlas IIIA verwendete als erste US-amerikanische Rakete ein russisches RD-180-Haupttriebwerk, das von dem Triebwerk der Zenit-Rakete abgeleitet wurde. Durch den sehr viel höheren Schub des RD-180 konnte die Rakete schwerer werden, dazu wurden die Tanks erheblich verlängert, um mehr Treibstoff aufzunehmen. Allerdings arbeitete das regelbare Triebwerk beim Start trotz des höheren Gewichtes nur mit 74 % seiner voller Leistung, da sonst die Struktur der Rakete überlastet würde wobei zwischenzeitlich auch Beschleunigungswerte über 5g erreicht werden. Am 24. Mai 2000 startete die erste Atlas IIIA, am 21. Februar 2002 die erste Atlas IIIB. Die Centaur der Atlas III war so ausgelegt, dass sie wahlweise mit einem (IIIA) oder zwei (IIIB) RL-10-Triebwerken und entsprechend kürzerem oder längerem Tank angetrieben werden konnte (SEC = Single Engine Centaur, DEC = Dual Engine Centaur). Diese Technik kommt auch in der Atlas V zum Einsatz. Da die Atlas III nur eine Übergangslösung war, wurde ihre Produktion nach der Einführung der Atlas V wieder eingestellt. Sie absolvierte zwischen Mai 2000 und Februar 2005 lediglich sechs Starts (zwei IIIA und vier IIIB), die alle erfolgreich verliefen.^[3]

Alle Atlas-Raketen der zweiten Generationen wurden mit Centaur-Oberstufen ausgestattet. Da die Stufe standardmäßig zur Rakete gehörte, wurde ihr Einsatz nicht mehr wie bei der Atlas-Centaur der ersten Generation besonders gekennzeichnet.

Weiterentwicklung

Als Weiterentwicklung entstand die Atlas V, die 2002 ihren Erstflug absolvierte und aufgrund der großen Unterschiede in einem eigenen Artikel beschrieben wird. Eine Atlas IV gab es nicht, vermutlich wurde diese Ziffer übersprungen, um nicht mit der Titan IV verwechselt zu werden, die ebenfalls vom gleichen Hersteller kommt.

Technik

Die Atlas der ersten Generation wog bei einer Höhe von 29,1 Meter etwa 116 Tonnen und konnte damit eine Nutzlast von 1,4 Tonnen transportieren. Sie wurde in einer 1,5-stufigen Bauweise gefertigt und bestand aus einem Haupt- und zwei zusätzlichen Starttriebwerken, wobei letztere nach ca. 130 s abgeworfen wurden, während das Haupttriebwerk weiterarbeitete. Dieses ungewöhnliche, in den 1950ern entwickelte Stufenkonzept folgte aus der Befürchtung, ein Raketentriebwerk könne im Vakuum des Weltraums eventuell nicht zuverlässig gezündet werden. Deshalb wählte man ein Konzept, bei dem alle drei Triebwerke bereits am Boden zünden. Alle Triebwerke wurden aus denselben Tanks versorgt. Die silbrige Außenhaut bestand aus Edelstahl und musste aufgrund ihrer nur ein Millimeter dicken Wand beim Leertransport auf der Erde durch Innendruck versteift werden. Der Treibstoff wurde im Rumpf, d. h. nicht in zwei separaten Tanks, sondern in einem Tank mit einem isolierten Zwischenboden transportiert. Durch diese Konstruktionsweise zeichnete sich die Atlas durch ein extrem niedriges Leergewicht aus. Das Haupttriebwerk wurde schon beim Start gezündet und brannte insgesamt 402 Sekunden, wobei es am Anfang für 131 Sekunden von den beiden Starttriebwerken unterstützt wurde. Der Treibstoff bestand aus Kerosin, welches unter einem Druck von 4,2 bar stand, und Sauerstoff, der mit 2,1 bar komprimiert wurde. Die Atlas wurde von Convair gefertigt, die drei Triebwerke wurden mit der Zeit in der Leistung gesteigert. Ab der Atlas III wechselte man jedoch auf ein russisches Triebwerk mit zwei Brennkammern und deutlich höherem Spezifischen Impuls und Schubkraft.

Technische Daten

	Atlas B	Atlas D	Atlas E/F	Atlas Agena A	Atlas Centaur	Atlas 1	Atlas 2A	Atlas 3B[3]
Länge	26,0 m	25,0 m	29,2 m	30,1 m	35,2 m	43,77 m	47,42 m	53,10 m
Spannweite	4,90 m	4,90 m	4,90 m	4,88 m	4,90 m	4,90 m	4,90 m	4,90 m
Durchmesser	3,05 m	3,05 m	3,05 m	3,05 m	3,05 m	3,05 m	3,05 m	3,05 m
Startmasse	110,7 t	116,1 t	122,0 t	124,0 t	136,1 t	164,3 t	187,7 t	225,5 t
Stufen	1,5	1,5	2,5	2,5	2,5	2,5	2,5	2,5
Nutzlast	70 kg (LEO)	1,36 t (LEO)	2,25 t (LEO)	2,30 t (LEO) 1,00 t (GTO) 0,50 t (ESC)	4,00 t (LEO) 1,80 t (GTO) 1,00 t (ESC)	3,63 t (LEO) 2,26 t (GTO)	7,28 t (LEO) 3,04 t (GTO)	10,7 t (LEO) 4,48 t (GTO)
Booster / 1. Stufe
Triebwerk	2 XLR-89-5	2 XLR-89-5	2 LR-89-5	2 XLR-89-5	2 LR-89-5	2 LR-89-7	2 RS-56-OBA	RD-180
Startschub	1517 kN	1517 kN	1645 kN	1517 kN	1645 kN	1645 kN	2094 kN	3827 kN
Treibstoff	Kerosin und LOX	Kerosin und LOX	Kerosin und LOX	Kerosin und LOX	Kerosin und LOX	Kerosin und LOX	Kerosin und LOX	Kerosin und LOX
Brenndauer	120 s	135 s	120 s	120 s	120 s	174 s	172 s	145 s
Start-/Leermasse	? / 3,05 t	? / 3,95 t	? / 3,175 t	? / 3,05 t	? / 3,18 t	? / 3,65 t	? / 4,19 t	195,6 / 13,73 t
Sustainer
Triebwerk	XLR-105-5	XLR-105-5	LR-105-5	XLR-105-5	LR-105-5	LR-105-7	RS-56-OSA
Schub	363 kN	363 kN	386 kN	363 kN	386 kN	386 kN	386 kN
Treibstoff	Kerosin und LOX	Kerosin und LOX	Kerosin und LOX	Kerosin und LOX	Kerosin und LOX	Kerosin und LOX	Kerosin und LOX
Start-/Leermasse	107,5/3,98 t	113,1/2,35 t	117,8/4,93 t	117,2/2,39 t	117,4/3,70 t	142,5/4,24 t	162,5/2,05 t
Brenndauer	240 s	303 s	309 s	250 s	335 s	266 s	283 s
Länge	21,9 m	21,2 m	20,7 m	20,3 m	18,3 m	22,2 m	24,9 m
Durchmesser	3,05 m	3,05 m	3,05 m	3,05 m	3,05 m	3,05 m	3,05 m
2. Stufe
Triebwerk			Thiokol TE-M-364-4	Bell XLR81-BA-5	P&W RL-10-A1	P&W RL-10A-3A	P&W RL-10A-4	P&W RL-10A-4-2
Schub			66,7 kN	68,9 kN	71,2 kN	146,8 kN	185 kN	198,3 kN
Treibstoff			fest (TP-H-3062)	UDMH/Salpetersäure	H2 und LOX	H2 und LOX	H2 und LOX	H2 und LOX
Start-/Leermasse			1123/83 kg	3790/885 kg	15,6/2,0 t	15,6/1,7 t	15,6/2,1 t	22,96/2,1 t
Brenndauer			43,5 s	120 s	430 s	402 s	392 s	460 s
Länge				4,7 m	9,15 m	9,15 m	10,10 m	13,25 m
Durchmesser			0,93 m	1,52 m	3,05 m	3,05 m	3,05 m	3,05 m

 

ICBM der 1. Generation im Vergleich

Staat	UdSSR			USA
Rakete	R-7 / R-7A[4][5][6]	R-16 / R-16U[4][5][6]	R-9A[4][5][6]	SM-65 Atlas (-D/-E/-F) [7][6]	SM-68 Titan I[7][6]
Entwickler	OKB-1 (Koroljow)	OKB-586 (Jangel)	OKB-1 (Koroljow)	Convair	Glenn L. Martin Company
Entwicklungsbeginn	1954 / 1958	1956 / 1960	1959	1954	1958
erste Einsatzbereitschaft	1959 / 1960	1961 / 1963	1964 / 1964	1959 / 1961 / 1962	1962
Ausmusterung bis	1968	1976 / 1976	1976	1964 / 1965 / 1965	1965
Reichweite (km)	8.000 / 9.500-12.000	11.000 - 13.000	12.500	na	10.000km
Steuerung	radio-inertial	inertial	radio-intertial	radio-inertial / inertial	radio-inertial / inertial
CEP (km)	10	4.3	8-10	na	<1.8
Startmasse (t)	280 / 276	141 / 147	80	118 / 122 / 122	103
Stufen	1.5	2	2	1.5	2
Treibstoffkombination	Kerosin / LOX	UDMH / Salpetersäure	Kerosin / LOX	Kerosin / LOX	Kerosin / LOX
Stationierungsart	Startrampe	Startrampe / Silo	Startrampe / Silo	Startrampe / Bunker / Silo	Silo
maximaler Überdruck (psi; Schutz der Startanlage bei naher Explosion)	kA	kA / 28	kA / 28	kA / 25 / 100	100
Reaktionszeit	etwa 24h	10er Minuten - mehrere Stunden	20min / 8-10min	15 - 20min	15 - 20min
Garantiezeit (Jahre bei höchste Alarmbereitschaft)	kA	30 Tage (betankt)	1	kA	5
Explosionsstärke des Sprengkopfes (MT)	3-5	3-6	5	1,44 / 3,75 / 3,75	3,75
max. stationierte Anzahl	6	186	23	30 / 27 / 72	54