Żelazna Kopuła to izraelski mobilny system obrony przeciwrakietowej przeznaczony do przechwytywania rakiet krótkiego zasięgu, dronów  i artylerii rakietowej. Stanowi najniższy poziom izraelskiej architektury obrony przeciwrakietowej, mający na celu przeciwdziałanie niekierowanym atakom rakietowym i dronów z terytoriów palestyńskich i kontrolowanego przez Hezbollah Libanu.  System składa się z trzech głównych elementów: wyrzutni rakiet przechwytujących  Tamir, radaru ELM 2084 Multmission (MMR) oraz systemu zarządzania walką i kontroli uzbrojenia (BMC). Radar systemu wykrywa start rakiety i śledzi jej trajektorię. BMC oblicza punkt uderzenia zgodnie z raportowanymi danymi i wykorzystuje te informacje do określenia, czy cel stanowi zagrożenie dla wyznaczonego obszaru. Dopiero po określeniu tego zagrożenia wystrzeliwany jest pocisk przechwytujący, aby zniszczyć nadlatującą rakietę, zanim dotrze ona do przewidywanego obszaru uderzenia.

US9995559 Anti-rocket system  Rovinsky Jacob,  Israel Aerospace Industries Ltd.  Data patentu: 12.06.2018

System przeciwlotniczy zawierający układ czujników w którym  co najmniej jeden aktywny czujnik jest skonfigurowany do wykrywania i śledzenia obiektu latającego-celu  oraz wyrzutnię rakiet skonfigurowaną do wystrzeliwania rakiet w  celu przechwycenia obiektu latającego, przy czym po wystrzeleniu rakiety przechwytującej układ czujników  zapewnia określanie lokalizacji rakiety i  lokalizacji wspomnianego obiektu  w  celu naprowadzenia rakiety przechwytującej na cel i aktywowanie głowicy odłamkowej  dla jego zniszczenia. Rakiety ziemia-ziemia (GTG), takie jak GRAD, stanowią poważne zagrożenie, gdy uderzają w terytorium zamieszkane przez ludność cywilną. Takie rakiety mają stosunkowo prostą budowę, ponieważ nie wykorzystują systemu naprowadzania  i  są  pozbawione pokładowego sterowalnego mechanizmu kierowniczego. Punkt trafienia na terytorium docelowym zależy zasadniczo od odległości od wyrzutni, jej położenia kątowego (azymutu i nachylenia) oraz kinematyki i charakterystyki balistycznej rakiety. Na dokładność punktu uderzenia może wpływać wiele pewnych nieprzewidywalnych czynników: profil wiatru podczas lotu rakiety, asymetria erozji dyszy podczas fazy doładowania oraz asymetria pocisku (geometria i położenie środka ciężkości) z powodu odchyleń produkcyjnych. Skrócenie fazy doładowania i wirowanie rakiety są powszechnie stosowanymi technikami poprawy celności rakiety. W związku z tym punkt uderzenia można zaplanować z wyprzedzeniem, a po wystrzeleniu rakiety jej lot nie może zostać zmieniony przez wykorzystanie sterowalnego mechanizmu sterującego. Jednak prosta struktura rakiety GTG  ma wyraźną nieodłączną zaletę w postaci bardzo prostych środków startowych i niskiej ceny, ułatwiając rozmieszczenie licznych wyrzutni i wykorzystanie wielu rakiet, które mogą być wystrzeliwane w dużych ilościach przez długi czas w kierunku przyjaznego terytorium, co może spowodować nie tylko szkody materialne i ludzkie, ale także znaczne szkody dla morale ludności, która jest narażona na długotrwałe i ciągłe zagrożenia.  Niedawno nowy system antyrakietowy o nazwie „IRON DOME”  firmy  RAFAEL w  Izraelu został wprowadzony i używany przez Izraelskie Siły Obronne (IDF) do ochrony różnych miast, które są celem GRAD  i  innych rakiet wystrzeliwanych ze Strefy Gazy.

Fig.1A-B pokazują schematyczne ilustracje pocisku przechwytującego, zgodnie z przykładem  wykonania wynalazku;  Fig.2A-B ilustrują schematycznie konfiguracje sekcji awioniki  rakiety przechwytujące, zgodnie z przykładem wykonania wynalazku;  Fig.2C ilustruje architekturę systemu sterowania  rakiety naprowadzanej  na cel;  Fig.3A ilustruje uogólniony scenariusz wykrywania i śledzenia celu, który jest pozbawiony głowicy śledzącej , zgodnie z  przykładami wykonania wynalazku; Fig.3B ilustruje architekturę naziemnego systemu sterowania, zgodnie z  przykładami wykonania wynalazku; Fig.4 ilustruje schematycznie schemat blokowy do implementacji dokładnej synchronizacji między zegarami czujników, zgodnie z przykładami wykonania wynalazku;  Fig.5 to wykres ilustrujący wyniki synchronizacji, zgodnie z  przykładami wykonania wynalazku;  Fig.6 ilustruje typowy scenariusz przechwytywania, zgodnie z przykładami wykonania wynalazku;  Fig.7 ilustruje przykładowy układ matrycy czujników w scenariuszu przechwytywania, zgodnie z  przykładami wykonania wynalazku;  Fig.8 ilustruje schemat rozmieszczenia połączonego (radarowego i pasywnego) czujnika zsynchronizowanego z dużą dokładnością, zgodnie z przykładami wykonania wynalazku; Fig.9, 9A-9B ilustrują pomiar celu przy współrzędnej Y;  Fig.10 ilustruje pomiar celu przy współrzędnej X;  Fig.11A-11B ilustrują sekwencję operacji, zgodnie z przykładami wykonania wynalazku.

Zasadniczo typowy system antyrakietowy opiera się na systemie wczesnego ostrzegania, unikalnym radarze, który wykrywa i śledzi latającą rakietę, systemie kontroli  BMC (Battlement Control System), który szacuje trajektorię lotu i potencjalny obszar uderzenia oraz wystrzeliwuje pocisk przeciwrakietowy (wykorzystując między innymi pokładowe systemy nawigacji, naprowadzania i sterowania) do przechwytywania nadlatującej rakiety. BMC aktualizuje trajektorię przechwytywania za pomocą kanału komunikacyjnego. Uplink  (z ang.„łącze w górę”) – w komunikacji radiowej jest to pasmo częstotliwości, na którym urządzenia końcowe (terminale) nadają sygnał radiowy do odbiorników będących elementami infrastruktury telekomunikacyjnej (takich jak anteny stacji naziemnej telefonii komórkowej, anteny satelitów itd.). Ponieważ takie odbiorniki zwykle znajdują się na wyższej wysokości niż nadajnik (w tym przypadku np. telefon komórkowy), przyjęło się  taką komunikację nazywać „w górę”.

 System musi działać w warunkach bardzo ścisłych ograniczeń operacyjnych, w tym między innymi musi  określać przewidywany punkt przechwycenia, z bardzo dużą dokładnością i działać w bardzo krótkim czasie, ponieważ cała trajektoria lotu od startu do przechwycenia może trwać, w niektórych scenariuszach operacyjnych, zaledwie kilkudziesięciu sekund. Innym istotnym wyzwaniem związanym z przechwytywaniem rakiet GTG jest problem śmiercionośności: wrażliwy obszar rakiety ma stosunkowo małe wymiary i jest otoczony jedną lub dwiema warstwami stalowych kulek zamontowanych w głowicy wybuchowej. Osiągnięcie śmiertelnego przechwycenia jest możliwe dzięki zastosowaniu techniki  hit-to-kill lub uderzeniu głowicy rakiety bardzo gęstą wiązką stosunkowo ciężkich fragmentów (np. odłamków z wolframu o wadze co najmniej 35-40 gramów).

Pocisk przechwytujący 100  Fig.1 zawiera silnik stały 101 zwany również sekcją silnika i główną sekcję 102, która nie zawiera układów namierzania celu. Sekcja silnika obejmuje ponadto stacjonarne płetwy 103, które stanowią integralną część silnika stałego i służą do stabilizacji pocisku podczas fazy startu i rozpędzania, aż do separacji części startowej. Główna sekcja 102 składa się z głowicy 104 wraz z powiązanym zapalnikiem zbliżeniowym 105 i sekcją elektroniczną 106. Należy zauważyć, że zgodnie z pewnymi przykładami wykonania, sekcja silnika jest w rzeczywistości silnikiem rakiety (np. GRAD, MLRS itp.). Silnik służy dwóm głównym celom: do rozpędzenia rakiety przechwytującej do momentu zgromadzenia wystarczającej ilości energii oraz do zwiększenia współczynnika toru balistycznego rakiety przechwytującej podczas fazy rozpędu, po czym następuje etap separacji i silnik jest odrzucany. Po oddzieleniu się części startowej rakiety,  główny sekcja rakiet 102  wysuwa lotki sterowe 107,  które będą służyć do zatrzymania wirowania sekcji głównej i skierowania rakiety  przechwytującej w kierunku przewidywanego punktu przechwycenia.

Fig. 2A ilustruje część elektroniczną sekcji głównej rakiety obejmującą: akumulator 201, układ sterujący 202, system nawigacji 203 i system łączności 204, które zostaną szerzej omówione w odniesieniu do Fig.2C. Układ sterowania  202 obejmuje sterowniki (nie pokazano), siłowniki 205  i płetwy kierownicze 107.  System nawigacyjny 203 obejmuje komputer pokładowy 206  i jednostkę inercyjną (nie pokazaną) zdolną do pomiaru kątów potrzebnych do określenia położenia kątowego pocisku w trzech wzajemnie prostopadłych osiach. System łączności 204 obejmuje odbiornik uplink (nie pokazano)  i  antenę 207 potrzebną do aktualizacji toru pocisku podczas lotu. Należy zauważyć, że  dokładne pomiary lokalizacji pocisku przechwytującego podczas lotu wykonane  przez matrycę czujników naziemnych są dostarczane pociskowi przechwytującemu za pośrednictwem kanału komunikacyjnego uplink.  Komputer pokładowy jest zdolny do wykonywania co najmniej czterech głównych zadań: zadania naprowadzania w celu przekierowania pocisku przechwytującego w kierunku Predicted Interception Point (PIP) – przewidywanego punktu przechwycenia,  zadania nawigacyjnego do określania położenia kątowego  i  liniowego, pocisku przechwytującego podczas lotu, zadania sterującego do sterowania mechanizmem sterującym w bliskiej pętli oraz zadania działań specjalnych do aktywacji separacji między sekcją główną a sekcją silnika pocisku przechwytującego oraz dla aktywacja sekcji głowicy wraz z zapalnikiem zbliżeniowym.

Schemat blokowo-funkcjonalny  Fig.2C, ilustruje architekturę głównego systemu lotniczego, który zawiera  Airborne Computer 2004 (stanowiący część systemu nawigacyjnego) zasilany baterią 2005 i otrzymuje informacje zwrotne wskazujące na położenie stateczników 2003 (za pomocą sterowników sterujących 2001) oraz moduł pomiaru kąta nachylenia rakiety 2006 (stanowiący część systemu nawigacyjnego), określający położenie kątowe pocisku w trzech wzajemnie prostopadłych osiach. Komputer pokładowy odbiera ponadto dane wejściowe za pośrednictwem odbiornika uplink 2007  i  powiązanej anteny (stanowiącej część systemu komunikacji)  z  czujników naziemnych w celu aktualizacji pocisku przechwytującego podczas lotu. Airborne Computer 2004 przetwarza wszystkie te dane dla realizacji zadania naprowadzania, w celu przekierowania pocisku przechwytującego w pożądanym kierunku poprzez generowanie poleceń sterujących, które są wysyłane do stateczników sterowych 2003 za pośrednictwem sterowników 2001.

Radar 301 Fig.3A  emituje promieniowanie, które jest odbijane przez lecący cel i odbierane przez aktywny czujnik 301 oraz dodatkowe dwa pasywne czujniki odbiorcze 302 i 303, których lokalizacje  są  znane z góry z dokładnością decymetrową.  Określone trzy czujniki (stanowiące matrycę czujników) są skonfigurowane do wykorzystywania odpowiednich zegarów ze względną dokładnością synchronizacji co najmniej 1 nanosekundy między każdym z nich   i  są w stanie określić  bieżącą lokalizację wystrzelonej  rakiety z dużą dokładnością, powiedzmy mniejszą niż metr, a zatem system sterowania 304 jest skonfigurowany do określenia zaktualizowanego przewidywanego punktu przechwycenia, w którym pocisk przechwytujący uderzy w cel. Wstępny przewidywany punkt przechwytywania czas startu i czas separacji pocisku przechwytującego są przesyłane jako część danych misji do rakiety przechwytującej przed startem. Aktualizacje są przekazywane na bieżąco podczas lotu rakiety przechwytującej  za pośrednictwem kanału komunikacyjnego  uplink  na podstawie  oszacowania położenia obu obiektów w przestrzeni powietrznej tzn. celu i rakiety przechwytującej.

Architekturę systemu kontroli naziemnej, zgodnie z pewnymi przykładami wykonania wynalazku ilustruje schemat Fig.3B, gdzie aktywny radar 3001 i dwa pasywne czujniki 3002 i 3003 są skonfigurowane do określania lokalizacji latającego celu z dużą dokładnością  i  wysyłania danych do systemu sterowania 304. Ten ostatni  zawiera system estymatora punktu przechwycenia 3004 zdolny do obliczeń: PIP, wymaganego czasu startu pocisku przechwytującego i wymaganego  czas separacji pocisku przechwytującego podczas jego lotu. System estymatora punktu przechwycenia 3004 przesyła obliczone parametry do systemu menedżera startu, Interceptora 3005, zdolnego do generowania danych misji, które zawierają co najmniej wymienione powyżej parametry. Menedżer startu Interceptora przekazuje obliczone parametry do baterii startowej 3006, gdzie są  one  ładowane do pocisku przechwytującego. Należy pamiętać, że w celu określenia czasu startu, estymator punktu trafienia  jest również zasilany danymi czujnika wskazującymi dokładną lokalizację wykrytej rakiety docelowej. Po wystrzeleniu pocisku przechwytującego system 3004 jest zasilany również dokładnymi danymi o lokalizacji pocisku przechwytującego określonymi przez układ czujników naziemnych. W oparciu o dokładne dane lokalizacyjne zarówno celu latającego, jak i pocisku przechwytującego, system 3004 jest skonfigurowany do obliczania zaktualizowanego i zaktualizowanego czasu separacji pocisków przechwytujących i przesyłania ich do pocisku przechwytującego za pośrednictwem systemu zarządzania komunikacją  uplink 3007, a określone dane są przesyłane przez antenę 3008 do pocisku przechwytującego (odbierane przez moduł odbiornika uplink )  do  dalszego przetwarzania przez komputer pokładowy pocisku. Ponadto do pocisku przekazywany jest również czas startu i planowany czas separacji silników.

Odnosząc się do Fig.4, który jest uproszczoną półfunkcjonalną ilustracją schematu blokowego systemu pomiaru czasu względnego między dwiema lub więcej skojarzonymi  stacjami radarowymi 410 i 420   (np. dowolnym z dwóch określonych czujników  301 do 303  z  Fig.3A)  z  dokładnością do decymetrów,  Każda stacja obserwuje wspólny sygnał zewnętrzny  (np. wytwarzany przez satelitę GNSS 430) odpowiednio przez anteny 415 i 425. Każda stacja wytwarza próbki znaczników czasu (pseudo-zasięg i zintegrowany Doppler) w oparciu o wspólny sygnał zewnętrzny, który może być generowany  w odpowiedzi na sygnał z  satelity 430. Każda stacja wykrywa wspólne zdarzenie zewnętrzne 440  (na przykład odbicie wiązki pochodzącej od aktywnej mocy czujnika od celu)  i  oblicza dokładny okres czasu między wykrywanym znacznikiem czasu zdarzenia zewnętrznego a znacznikiem czasu ostatniej próbki.  Jednostka obliczeniowa 450 z przesunięciem czasowym odbiera próbki ze stacji A i B  i  oblicza przesunięcie czasowe między zegarami stacji 410  i  420 w czasie próbkowania, np. za pomocą równań przedstawionych w opisie patentowym. Informacje o przesunięciu czasowym są dostarczane do nanosekundowej jednostki przetwarzającej dokładność 460,  która dokładnie mierzy czas upływający między zdarzeniami na stacjach A i B, jak opisano szczegółowo w opisie patentowym.

Po osiągnięciu warunku separacji: np. czas lotu pocisku przechwytującego spełnia warunek czasu separacji przesłany z naziemnego systemu sterowania 304, silnik jest oddzielany 604, a główna sekcja pocisku przechwytującego 605 kontynuuje lot. Jak wyjaśniono w odniesieniu do  Fig.1B,  na tym etapie płetwy sterowe są wyciągane i służą układowi sterującemu do przekierowania pocisku przechwytującego w kierunku przewidywanego punktu przechwytywania. Komputer pokładowy 2004 z Fig.2C otrzymuje zaktualizowane dane nawigacyjne z pokładowej inercyjnej jednostki pomiarowej i zewnętrznego pomiaru położenia przechwytującego przez kanał komunikacyjny uplink (za pomocą systemu komunikacji 2007). W oparciu o zaktualizowane dane nawigacyjne otrzymane przez system komunikacji uplink 2007  komputer pokładowy oblicza odpowiednie polecenia sterujące dla systemu sterowania 2001-2003 zespołem płetw sterowych 107, które kierują lotem pocisku po zaktualizowanym torze.  Wracając teraz do Fig. 6 i 7, gdy pocisk przechwytujący (605,701) znajdzie się wystarczająco blisko celu zapalnik zbliżeniowy 105,  Fig.1A  pocisku przechwytującego jest aktywowany (w odpowiedzi na polecenie wydane przez komputer pokładowy lub zgodnie z komendami wysłanymi przez naziemny system kontroli – patrz 304 na Fig. 3A  i  działa w sposób znany w stanie techniki, tzn. uruchamia głowicę odłamkową pocisku przechwytującego, która detonuje materiał wybuchowy (zamontowany w głowicy) i niszczy cel (601,701 ). Głowica celu zostanie zneutralizowana, poprzez zderzenie z penetrującymi  fragmentami (zamontowane w głowicy przechwytującej) o odpowiedniej charakterystyce masy/gęstości, w znany  sposób.

Analizują Fig.8 należy zauważyć, że lokalizacja celu jest mierzona za pomocą trzech niezależnych, bardzo dokładnych pomiarów: Zasięgu (Rt) od lokalizacji radaru do celu jest mierzony przez sam radar; Różnicy czasu (Δt1)- różnica czasu między czasami odbioru przez radar i antenę  #1, 802 sygnału wysyłanego przez radar i odbijanego od celu. Zauważ, że radar znajduje się na początku układu współrzędnych 801, cel znajduje się na współrzędnych  (Xt,Yt,Zt) 804, a antena #1 znajduje się na współrzędnych (0,Yant1,0) 802. Różnica czasu jest mierzona przez system synchronizacji na poziomie 1 nanosekund, równoważny pomiarowi odległości z dokładnością  decymetrową; Różnica czasu (Δt2) różnica czasu między czasem odbioru przez radar i antenę  #2, 803 sygnału emitowanego przez radar i odbijanego od celu. Zauważ, że antena #2 znajduje się na współrzędnych  (Xant2,Yant2,0) 803. Chwilowa lokalizacja docelowa jest określana przy użyciu znanej  techniki TDOA (Time Difference Of Signal Arrival),  przy czym  dokładność oszacowania trajektorii docelowej może być zatwierdzona przez wdrożenie np. znanej procedury filtrowania (filtr Kalmana), gdzie  w/w  metoda wykorzystuje wiele wyników pomiarów lokalizacji docelowej i predefiniowanego modelu zachowania kinematycznego celu.

Metodę obliczania współrzędnej Y celu ilustrują  Fig.9, 9A i 9B. Wspomniana powyżej warstwa sferyczna o promieniu R (904) generowana jest przez pomiar zasięgu przez radar A (901) umieszczony na czele układu współrzędnych XYZ. Warstwa hiperboliczna Δt1 = stała (905) jest miejscem punktów o stałej różnicy odległości do radaru A (901) i anteny pasywnej C (902). Przecięcie między zaznaczoną sferą a warstwami hiperbolicznymi generuje pierścień (906) możliwych pozycji celu B (903). Przechodząc teraz do  Fig. 9A, trójkąt ABC jest generowany przez punkt radarowy A (901), pierwszą pasywną antenę C (902) i cel B (903). Długość boku AB jest równa zakresowi R (904), dokładnie zmierzonemu przez radar, długość boku AC jest równa współrzędnej „Y” 1-szej pasywnej anteny Yant1, a długość boku BC (905) jest równa odległości L1  toru podróży odbitej przez docelową energię RF, pochodzi z radaru. Kąt φ (909) to kąt BAC między bokiem AB i AC (osie Y). Punkt B′ (907) jest rzutem celu B na płaszczyźnie XY.   Równanie  przedstawia zależność trygonometryczną (prawo cosinusów) dla trójkąta ABC:

 R²+(Yant1)² −2·R·Yant1·cos(φ)=(L1)²  

Ponieważ  cos(φ)=AB”/R to wprowadzając zmienna Y_T = AB”   otrzymam wyrażenie:

R²+(Yant1)² −2·Yant1· Y_T=(L1)² *

Twierdzenie cosinusów pozwala obliczyć długość boku trójkąta, w sytuacji gdy znamy długości dwóch pozostałych boków i kąt między nimi.  Odległości R i R-L1są dokładnie mierzone przez matrycę czujników. Wspomniana powyżej różnica czasu (Δt1) pomiędzy odbiorem energii odbitej przez docelową RF przez radar a pasywną antenę #1 jest związana z odległością R−L1 poprzez następującą zależność: R−L1=c·Δt1 lub L1 =R−c·Δt1 **  Ostateczne można uzyskać wzór na odległość Y_T   z podstawienia zależności ** do wzoru * :

Należy zauważyć, że do uzyskania współrzędnej Y_T celu wykorzystano tylko 2 dokładne pomiary matrycy czujników: zasięg do celu R i różnica czasu między odbiorem energii odbitej przez cel RF przez radar i przez pierwszą antenę pasywną 802, (Δt1 ). Estymacja wyników pomiarowych ilustruje  Fig.9B która przedstawia zależność dokładności wyznaczania współrzędnej Y celu od głównych parametrów rozmieszczenia anteny radarowej i pasywnej (L₁/Yant1 i R_t/Y_ant1). Odnotowana powyżej dokładność utrzymywana jest na poziomie 0,5-0,6 w przypadku L 1/Y ant1<1,5& R_t/Y_ant1<1,5.

Fig. 10 ilustruje metodę obliczania współrzędnych X celu. Trójkąt ABD jest generowany przez radar 1001, 2-gi pasywną antenę 1002 i cel 1003. Długość boku AB jest równa zakresowi R (1004), dokładnie zmierzonemu przez radar, długość boku AD jest równa odległości do 2-giej pasywnej anteny od miejsca radaru √(X ant2²  +Yant2² ), a długość stanowiska DB (1005) jest równa odległości L2 ścieżki podróży odbitej przez docelową energię RF emitowaną przez aktywny czujnik 1001. Punkt B′ (1007) jest rzutem celu B na płaszczyźnie XY. Równanie (6) przedstawia dobrze znaną zależność trygonometryczną (prawo cosinusów) dla trójkąta ABD:

W przypadku ortogonalnego rozmieszczenia połączonego radaru i układu multistatycznego (Y_ant2=0) wyrażenie określające dokładność wyznaczania współrzędnej X celu  jest podobne do wyrażenia określającego dokładność wyznaczania współrzędnej Y celu. Zgodnie z niektórymi przykładami wykonania następująca zasada zapewnia możliwość określania dokładności na poziomie decymetrowym współrzędnych X celu:  druga pasywna antena powinna być umieszczona blisko osi  X wybranego układu współrzędnych (Yant2« Xant2). Podstawiając otrzymane wartości współrzędnych celu  Y_T  i  X_T  do równania zasięgu  realizujemy  obliczenie ostatniej współrzędnej  celu (Z.): 

Przechodząc teraz do Fig. 11A i 11B, które ilustrują sekwencję działań, zgodnie z pewnymi przykładami wykonania wynalazku: Tak więc na etapie 1101 czujnik radarowy wykrywa i śledzi lecącą rakietę;

Na etapie 1102 system sterowania określa wstępny niedokładny przewidywany punkt przechwytywania;

Na etapie 1103 wspomniany system kontroli nakazuje wystrzelenie pocisku przechwytującego i przekazuje do niego dane misji, które obejmują co najmniej wymagany czas startu, niedokładny i wymagany czas separacji przechwytującego. Czujnik radarowy nadal śledzi lecącą rakietę;

 Na etapie 1104 radar jednocześnie kontynuuje śledzenie lecącej rakiety, wykrywa i rozpoczyna śledzenie pocisku przechwytującego. Czujnik radarowy przekazuje dane pomiarowe (ślady) do wspomnianego układu sterowania. System sterowania oblicza zaktualizowane wektory stanu rakiety docelowej  i pocisku przechwytującego (lokalizacje i prędkości), a także zaktualizowany przewidywany punkt przechwytywania;

 Na etapie 1105  rakieta przechwytująca dokonuje separacji   głowicy i silnik zostaje odrzucony. Płetwy głowicy przechwytującej rozpoczynają kontrolę nad korpusem  głównej sekcji przechwytującego i zatrzymują obracanie się pocisku przechwytującego. Odbiornik uplink pocisku  jest gotowy do komunikacji;

 Na etapie 1106 radar kontynuuje śledzenie obu obiektów latających (celu i pocisku przechwytującego) i przesyła dane pomiarowe do systemu sterowania. System sterowania kontynuuje aktualizację wektorów stanu celu i przechwytującego oraz oblicza zaktualizowany;

 Na etapie 1107 radar i system sterowania kontynuują pracę poprzedniego etapu, a ponadto jednostka sterująca przesyła zaktualizowane dane do pocisku przechwytującego za pośrednictwem kanału komunikacyjnego uplink.  Komunikat uplink zawiera co najmniej zaktualizowaną lokalizację pocisku przechwytującego (przy użyciu zadania nawigacyjnego komputera powietrznego pocisku przechwytującego) i zaktualizowaną (wykorzystującą zadanie naprowadzania komputera powietrznego pocisku przechwytującego);

Na etapie 1108 radar i system sterowania kontynuują pracę poprzedniego etapu. Pocisk przechwytujący  odbiera komunikat uplink i wykorzystuje go do realizacji zadań nawigacyjnych i naprowadzania;

 Na etapie 1109 radar, system sterowania i pocisk przechwytujący kontynuują pracę poprzedniego etapu, a ponadto zadanie sterowania myśliwcem przechwytującym wydaje polecenia sterujące układowi sterowania. Układ kierowniczy prowadzi myśliwiec przechwytujący w kierunku zaktualizowanego;

Na etapie 1110 radar, system sterowania i wspomniany pocisk  przechwytujący kontynuują pracę poprzedniego etapu, a ponadto dwa pozostałe pasywne czujniki (zsynchronizowane zegary z dokładnością co najmniej 1 nanosekundy) odbierają odbicia wiązki pochodzącej z radaru. Różnice czasowe między odbiorem echa przez radar, a przez czujniki pasywne, są przekazywane do systemu sterowania;

 Na etapie 1111 radar, system sterowania, czujnik przechwytujący i czujniki pasywne kontynuują pracę poprzedniego etapu, a ponadto jednostka sterująca oblicza zaktualizowaną i zaktualizowaną lokalizację przechwytywania z dużą dokładnością;

Na etapie 1112 radar, system sterowania, czujnik przechwytujący i czujniki pasywne kontynuują pracę poprzedniego etapu, a ponadto jednostka sterująca przesyła zaktualizowaną i zaktualizowaną lokalizację przechwytywania do przechwytującego za pośrednictwem kanału komunikacyjnego uplink;

 Na etapie 1113 radar, system sterowania, czujnik przechwytujący i pasywne kontynuują pracę poprzedniego etapu, a ponadto przechwytujący oblicza czas aktywacji bezpiecznika zbliżeniowego;

 Na etapie 1114 w pobliżu wspomnianego zapalnik zbliżeniowy osiąga warunek aktywacji głowicy (gdy spełniony jest warunek trafienia);

Na etapie 1115 w pobliżu wspomnianego, materiał wybuchowy głowicy przechwytującej jest detonowany, a następnie śmiercionośne fragmenty głowicy przechwytującej uderzają w głowicę celu i neutralizują go;

 Należy zauważyć, że w innych przykładach wykonania wynalazku każdy inny typ aktywnego czujnika (np. ladar – laser radarowy)  może być używany w konfiguracji systemu obronnego

Uwaga: zgodnie z niektórymi przykładami wykonania, naziemna jednostka sterująca może zarządzać więcej niż jednym procesem przechwytywania i może ustalać priorytety zagrożeń, np. zgodnie z szacowanym punktem trafienia rakiety.

WNIOSKI

Iron Dome (inaczej Żelazna Kupuła) to system obrony powietrznej opracowany przez izraelską firmę RAFAEL. Prace nad nim rozpoczęły się w grudniu 2007 roku i zakończyły po trzech latach. W mniej niż miesiąc po wprowadzeniu do służby liniowej, 7 kwietnia 2011, roku doszło do pierwszego bojowego użycia systemu. System jest w stanie operować w każdych warunkach pogodowych, w tym w trakcie intensywnych opadów deszczu, przy niskiej podstawie chmur, podczas burz piaskowych czy też w gęstej mgle.  W wojnie podjazdowej toczonej pomiędzy Izraelem a Palestyńczykami nikt nie przebiera w środkach. Jako że Palestyna nie ma własnej armii, to działa w sposób partyzancki, a co za tym idzie, korzysta z improwizowanego uzbrojenia. Nie cechuje się ono wielką precyzją ani ogromną siłą niszczącą, ale do działań nękających wystarcza. Izrael musi się zatem mierzyć z niespodziewanymi atakami rakietowymi czy też przy pomocy pocisków moździerzowych i tym podobnymi niespodziankami. Zagrożenie może nadlecieć niemal z każdej strony, a gęsto zaludnione tereny izraelskich miast są łatwym celem nawet dla broni o małej precyzji. Pocisk nieposiadający systemu naprowadzania  może nie zawsze trafić w założony cel, ale jeśli trafi, straty w ludziach, czy też w infrastrukturze mogą być znaczące. W wyniku niewielkich odległości czas pomiędzy wystrzeleniem a trafieniem w cel mieści się w przedziale 15-90 sekund, co daje bardzo mało czasu na reakcję dla ludności cywilnej i wojska. Stąd konieczne było podjęcie działań mających na celu zminimalizowanie tego typu zagrożeń i w ich efekcie powstał system Iron Dome.

Ponieważ Izrael pilnie strzeże swoich tajemnic wojskowych i informacje na temat tego, ile baterii Żelaznej Kopuły i w jakiej konfiguracji znajduje się na pierwszej linii, są niejawne. Spekuluje się, że w tej chwili jest to około 10 baterii. Uważa się, że każda bateria jest w stanie pokryć swym ogniem teren o powierzchni 150 kilometrów kwadratowych. System Iron Dome składa się z trzech głównych komponentów. Za wykrywanie zagrożeń odpowiada pierwszy z nich, czyli radar naprowadzający ELM-2084 MS-MMR Multi-Sensor Multi Mission Radar. Został on opracowany przez firmę Elta będącą częścią przedsiębiorstwa Israeli Aerospace Industries. Radar działa w paśmie S i wyposażony jest w antenę z aktywnym skanowanie fazowym. Wersja rozwojowa radaru poza aktywnym monitorowaniem okolicy wykorzystuje również systemy pasywne. Stacja radarowa może czerpać dane i być wpięta w inny systemu naprowadzające, co dalej podnosi jej możliwości. Analiza przebiegów  ataków wskazują, że system jest w stanie precyzyjnie namierzyć i naprowadzić pociski na ponad 20 rakiet wystrzelonych niemal jednocześnie.

Drugim  komponentem jest system zarządzania polem walki i kontroli Iron Dome opracowany przez mPrest Systems. Firma jest powiązana z przedsiębiorstwem Rafael. Ostatnim komponentem są wyrzutnie rakiet i same rakiety, za których opracowanie odpowiada Rafael Advanced Defense Systems Ltd. Do neutralizowania celów wykorzystywane są pociski przechwytujące Tamir o długości 3 metrów, średnicy 16 centymetrów i masie 90 kilogramów każdy. Zasięg ich działania mieści się w przedziale od 2 do 40 kilometrów Żelazna Kopuła jest najniższym piętrem wielowarstwowego systemu ochrony Izraela. Za zabezpieczenie przed zagrożeniami średniego zasięgu odpowiada system David’s Sling, a za neutralizowanie pocisków dalekiego zasięgu systemy Arrow-2 i Arrow-3.

Chociaż Żelazna Kopuła udowodniła swoją skuteczność przeciwko atakom rakietowym, obrona powietrzna Izraela obawia się, że nie będzie w stanie poradzić sobie z bardziej masywnymi ostrzałami rakietowymi  Hezbollahu w Libanie, jeśli dojdzie do konfliktu. Chociaż w operacji Protective Edge system  miał 90-procentową skuteczność trafień tylko w stosunku do rakiet przeznaczonych do kierowania na zaludnione obszary, wykonano 735 przechwyceń, co kosztowało 70 000–100 000 USD za pojedyńczą rakiete  przechwytującą. Żelazna Kopuła została przedstawiona Israel Defense Forces jako bardziej opłacalny system przeciwlotniczy do przechwytywania bezzałogowych statków powietrznych. Niektóre szacunki kosztu myśliwca przechwytującego Tamir wynoszą około 100 000 USD, ale nadal jest on o 95 procent tańszy niż użycie MIM-104 Patriot, głównego izraelskiego systemu przechwytującego, w którym  koszt jednej rakiety  wynosi 2-3 miliony dolarów. Chociaż Patriot ma szerszy zasięg, niski koszt UAV i scenariusze operacyjne, w których zostałyby napotkane, sprawiłyby, że Iron Dome jest  równie skuteczny przeciwko nim. Żadne istotne ulepszenia nie byłyby potrzebne do optymalizacji systemu do misji zabijania dronów, ponieważ ta rola i możliwości były nagłaśniane od samego początku. Dalszy rozwój obrony przeciw lotniczej w Izraelu przewiduje zastosowanie naziemnych systemów laserowych, które  zostaną najpierw rozmieszczony na południu kraju na obszarach najbardziej zagrożonych rakietami wystrzelonymi ze Strefy Gazy. Ostatecznym celem jest, aby Izrael został otoczony "ścianą laserową" w celu ochrony przed rakietami, pociskami i UAV. Chociaż lasery są tańsze w eksploatacji – pojedynczy niszczący impuls laserowy kosztuje w granicach 2 $, to niestety jego skuteczność jest zależna od warunków pogodowych, a ponadto  mają niską szybkostrzelność i mniejszy zasięg. Dlatego będą one używane w połączeniu z Żelazną Kopułą w sytuacjach, w których mogą zmniejszyć ogólne koszty przechwytywania wrogich celi.

Materiał filmowy How Israel’s Iron Dome Works 

SZCZĘŚLIWEGO  NOWEGO  ROKU 2023  I  ZAKOŃCZENIA WOJNY  NA  UKRAINIE  ŻYCZY  CZYTELNIKOM BLOGA  Autor