DE102004042990A1

DE102004042990A1 - Verfahren und Vorrichtung zum Test eines operationellen Marschflugkörpers in verschiedenen Prüfzenarien mittels Betriebsart Wartung

Info

Publication number: DE102004042990A1
Application number: DE200410042990
Authority: DE
Inventors: Michael Grabmeier
Original assignee: Michael Grabmeier
Current assignee: MBDA Deutschland GmbH
Priority date: 2004-09-06
Filing date: 2004-09-06
Publication date: 2006-03-16
Anticipated expiration: 2024-09-07
Also published as: DE102004042990B4

Abstract

Die Erfindung betrifft Verfahren und Vorrichtungen, die die Prüfung mit maximal möglicher Testtiefe und -breite eines operationellen Marschflugkörpers im Rahmen der Produktion, der Depot-Wartung, der Reparatur und vor Verschuß während einer Schieß-Kampagne ermöglichen. Dabei werden keine irreversiblen Testschritte wie z. B. Triebwerks-Start oder Gefechtskopf-Zündung durchgeführt, sondern reversible Prüfungen von Elektronik, Mechanik, Sensorik, Schnittstellen und Funktionsketten, welche wesentlich über den Testumfang und -tiefe des operationellen Hochlaufes hinausgehen.

Description

Gebiet der Erfindung
Die Erfindung beschreibt Verfahren und Vorrichtungen, mittels derer die reversible Funktionalität eines operationellen Marschflugkörpers in verschiedenen Prüfsituationen auf Fehlerfreiheit geprüft werden kann.

In Ermangelung von taktischen Abstandsflugkörpern bei europäischen Luftwaffen wurden in den 90iger Jahren des 20. Jahrhunderts Luft-Boden-Marschflugkörper (Abstand und Präzision) entwickelt, so dass zur Zeit verschiedenen Marschflugkörper-Typen bei europäischen Streitkräften zur Einführung anstehen oder schon im Einsatz sind : z.B. Taurus KEPD 350, Storm Shadow, Scalp EG, Apache. Es sind hierfür Kampfflugzeuge der Typen Tornado, Harrier, Eurofighter, Mirage 2000, Rafale, Gripen, Viggen, F-18 vorgesehen, die meist 2 Marschflugkörper unter dem Rumpf oder den Flügeln zur Bodenbekämpfung tragen und verschiessen können. Hinsichtlich des Tests und der Prüfung dieser Marschflugkörper-Typen ergeben sich folgende Szenarios:

Szenario A : nachdem der Marschflugkörpers fertig hergestellt ist, also mit Pyrotechnik (Zünder, Vorhohlladung und Penetrator mit Sprengstoff etc..) und irreversiblen Baugruppen (Thermal-Batterie, Entriegelung der Rudermaschinen etc..) ausgerüstet ist, muss der dann operationelle Marschflugkörper vor Auslieferung an den Kunden einer nochmaligen, aussagekräftigen Prüfung unterzogen werden, ohne jedoch sicherheitskritische oder irreversible Funktionen des Marschflugkörpers auszulösen. Bislang wird in diesem Szenario meist keine Endprüfung mehr durchgeführt, da – auf die vor Einbau der Pyrotechnik und der irreversiblen Baugruppen (durch reversible Simulatoren ersetzt) durchgeführten funktionalen Tests vertraut wird, obwohl durch die nachfolgende Integration der Pyrotechnik und der irreversiblen Baugruppen sich neue Fehlerquellen (z.B. vertauschte, gequetschte, ungesteckte Kabel) einschleichen könnten (was bei großen Stückzahlen unweigerlich vorkommen wird), – die operationelle Missions-Software in den Hauptrechner des Marschflugkörpers geladen ist, durch welche der Marschflugkörper verschossen werden kann (→ Auslösung von irreversiblen Funktionen) und welche aber über keine spezielle Betriebsart zum Test des Marschflugkörpers in dem eben geschilderten Szenario verfügt. Das selbe Problem stellt sich nach der Reparatur eines vom Kunden als defekt erkannten Marschflugkörpers vor Wiederauslieferung an den Kunden;
Szenario B : nachdem der Marschflugkörper im Kontainer an den Kunden ausgeliefert ist, wird er in einem speziellem Bunker-Depot langzeitgelagert. Vor Ablauf der Garantie-Zeit (z.B. 5 Jahre) sollen alle gelagerten Marschflugkörper auf korrekte Funktionsweise geprüft werden, um Garantie-Fälle zu erkennen und um gegebenenfalls die kostenlose Reparatur durch den Hersteller in Anspruch zu nehmen. Zur Zeit gibt es kein leistungsfähiges, zerstörungsfreies Prüfverfahren mit ausreichender Testtiefe, das vom Kunden für diesen Zweck verwendet werden könnte;
Szenario C : nach Ablauf der Garantie-Zeit sollen die Marschflugkörper, welche im Bunker-Depot bis zu 20 Jahren und mehr gelagert werden, z.B. im Rahmen einer 'Full Contractor Support' Vereinbarung einer periodischen, vorbeugenden Materialerhaltung durch den Hersteller unterzogen werden, in deren Verlauf auch eine Funktions-Prüfung des operationellen Marschflugkörpers durchgeführt werden soll. Zur Zeit gibt es kein leistungsfähiges, zerstörungsfreies Prüfverfahren mit ausreichender Testtiefe, das für diesen Zweck zum Einsatz gebracht werden könnte;
Szenario D : wenn im Rahmen eines Konfiktfalles der Kunde (z.B. deutsche Luftwaffe) einen Marschflugkörper operativ einzusetzen beabsichtigt, wird der Marschflugkörper in einer speziellen Örtlichkeit des Jagdbombergeschwaders (z.B. Munitionsschutzbau) aus dem Kontainer entnommen, komplettiert (Ruder, Ösen ..) und dann an ein Gerät angeschlossen, das den Marschflugkörper nicht mit den üblichen 3 × 115V 400Hz versorgt, sondern nur mit 28VDC und das den Download eines Missions-Planes in den Marschflugkörper erlaubt. Dieses Download-Gerät stimuliert den operationellen Marschflugkörper nur unvollständig, so dass – keine Prüfung der Schnittstelle des Marschflugkörpers zum Trägerflugzeug (siehe MIL-STD 1760), – keine umfangreiche Prüfung der Elektronik des Marschflugkörpers, – keine Prüfung der mechanisch beweglichen Teile (z.b. Rudermaschine, Suchkopf-Kardan-Rahmen) des Marschflugkörpers, – keine Prüfung der Sensorik des Marschflugkörpers (z.B. Höhenmesser, Inertial Measurement Unit (IMU), GPS-Empfänger, Infrarot-Suchkopf), - keine Prüfung von Funktionsketten (z.B. IMU/GPS -> Navigation) erfolgen, wodurch eine etwaige Fehlfunktion des Marschflugkörpers im betankten Zustand am Trägerflugzeug hängend noch am Boden (→ aufwändiges Enttanken) oder erst während des Tragfluges erkannt wird (→ Verlust des Marschflugkörpers durch Jettison). Daher ergibt sich der Notwendigkeit, dass der Kunde vor einem operationellem Einsatz im Rahmen des Downloads des Missions-Planes in den Marschflugkörper für diesen Zweck ein leistungsfähiges Prüfverfahren inklusive Prüfausrüstung an die Hand erhält. Der selbe Bedarf ist im Rahmen von Industrie- oder Amts-Schießkampagnen gegeben.

Zielsetzung der Erfindung

Angesichts obiger Problematik liegt der Erfindung folgende Zielsetzung zugrunde : es soll ein Prüfverfahren und die zugehörige Prüfausrüstung definiert werden, die die Prüfung eines Marschflugkörpers in den oben geschilderten Szenarioen ermöglichen, wobei

– keine irreversiblen Funktionen des Marschflugkörpers ausgelöst werden dürfen,
– keine sicherheits-kritischen Funktionen des Marschflugkörpers ausgelöst werden dürfen,
– nur die operationell zugänglichen Schnittstellen des Marschflugkörpers benutzt werden sollen (kein zusätzlichen Prüfadaptionen am oder innerhalb des Marschflugkörpers),
– die bei diesen Rahmenbedingungen maximal mögliche Tieftiefe erreicht werden soll,
– kein Download einer speziellen Prüf-Software in den Marschflugkörper notwendig sein muss,
– sich ein möglichst geringer Umfang an Prüfausrüstung ergeben soll.

Problemlösung
Die Lösung der vorher aufgezeigten Zielsetzung erfolgt durch die Merkmale der Ansprüche 1, 2 und 3. Vorteilhafte Ausgestaltung der Erfindung sind in den Unteransprüchen dargestellt. Nachfolgend soll die Erfindung anhand eines in den Zeichnungen dargestellten, bevorzugten Ausführungsbeispieles näher erläutert werden. Es zeigt
1 : Zustand-Übergangsdiagramm für Szenario A
2 : Testvorrichtung für Szenario A
3 : Zustand-Übergangsdiagramm für Szenarios B, C, D
4 : Testvorrichtung für Szenarios B, C, D
1 zeigt das Zustand-Übergangsdiagramm der neuen, zusätzlichen Betriebsart Wartung der operationellen Missions-Software des Marschflugkörpers, welche die Prüfung des Marschflugkörpers in dem voher beschriebenen Szenario A (Fertigung, Reparatur) ermöglicht. 2 zeigt die dafür notwendige Testvorrichtung. Dabei ist folgendes vorausgesetzt:

– der zu testende Marschflugkörper ist mit der Testvorrichtung so verkabelt, wie es in 2 dargestellt ist, insbesondere ist die Ground Loader Unit (GLU, Gerät zum Download des Missions-Plan in den Marschflugkörper) nicht mittels TLP-Kabel an den Marschflugkörper angeschlossen, ebenso wird der Marschflugkörper (Suchkopf) nicht mittels externer Kühlflasche vorgekühlt,
– der zu testende Marschflugkörper ist bereits mit einem validen Missions-Plan beladen, da während der vorausgehenden funktionalen Tests des noch inerten Marschflugkörpers ein Missions-Plan geladen wurde und dieser noch vorhanden ist,
– der zu testende Marschflugkörper befindet sich im Nick- und Roll-Winkel in einer annähernden waagrechten Lage (0° ±3°).

Im Szenario A erfolgt der Prüfablauf nun in folgenden Schritten, siehe dazu 1:

1. der zu testende Marschflugkörper wird durch Aktivierung der 3 × 115V 400Hz der Testvorrichtung eingeschaltet (Mode Power-On);
2. der Marschflugkörper führt darauffolgend die Einschalttests (Mode PBIT) seiner Subsysteme (Rudermaschinen, Triebwerk, Infrarot-Suchkopf, Lenkung-Navigation, Gefechtskopf, Sicherheits-Schärfungs-System) auf die gleiche Weise wie während eines operationellen Hochlaufes aus;
3. dann führt der Marschflugkörper die ausgelösten Tests (Mode IBIT) seiner Subsysteme (Rudermaschinen, Triebwerk, Infrarot-Suchkopf, Lenkung-Navigation, Wirksystem, Sicherheits-Schärfung) auf die gleiche Weise wie während eines operationellen Hochlaufes durch;
4. dann prüft der Flugkörper (Mode Identifikation), ob folgende Selektions-Kriterien erfüllt sind, um mit der neuen Betriebart fortzufahren a. die sich aus den RTU-Adress-Leitungen, welche durch die RTU-Adressen-Brücken-Schaltung der Testvorrichtung konfiguriert sind, ergebende RTU-Adresse muss eine definierte Milbus-Adresse ergeben, welche unterschiedlich zu den operationell benutzten Waffenstations-Adressen ist, b. die mittels einer Milbus-Information (siehe MIL-STD 1760) zum Flugkörper übertragene RTU-Adresse muss mit der durch die RTU-Adress-Leitungen definierte RTU-Adresse übereinstimmen, c. die mittels einer Milbus-Information (siehe MIL-STD 1760) zum Flugkörper übertragene Träger-Identifikation darf nicht die Identifikation des operationellen Trägers sein, sondern muss eine Identifikation sein, welche die Testvorrichtung aus eindeutig identifiziert, d. die mittels einer Milbus-Information (siehe MIL-STD 1760) zum Flugkörper übertragene, redundante Konfiguration-Information bzgl. Waffenstation (left/right shoulder) und Waffenbeladung (single/twin) muss inkonsistent sein. Falls eines oder mehrere Kriterien nicht erfüllt sind, beendet der Marschflugkörper die Betriebart Wartung, indem in den bekannten Zustand 'Mode Mission Abort' gewechselt wird (siehe 1). Falls die Kriterien für andere Betriebsarten der operationellen Missions-Software erfüllt sind, werden dann die Aktionen der jeweiligen Betriebsart durchgeführt;
5. dann initiiert der Marschflugkörper im Mode Identifikation die zyklische Prüfung des Laser-Distanz-Sensor des Gefechtskopf-Subsystems, die bei Verlassen des Mode Standby wieder deaktiviert wird;
6. anschließend werden den Subsystemen des Marschflugkörpers die relevanten Teiles des Missions-Planes (z.B. Referenz-Modelle an den Infrarot-Suchkopf) mittels internem Daten-Bus übermittelt (Mode Distribution);
7. dann führen die Subsysteme des Marschflugkörpers auf die gleiche Weise wie während eines operationellen Hochlaufes einen kontinuierlichen Selbsttest (CBIT) aus (Mode Standby), wobei in den nächsten Verfahrensschritt gewechselt wird, wenn der Marschflugkörper erkennt, dass das Milbus-Steuergerät (BCU, siehe 2) die Information 'Missile Select' (siehe MIL-STD 1760) via Milbus zum Flugkörper sendet;
8. nach Erkennung von 'Missile Select' initialisiert dann der Marschflugkörper sein internes Navigations-System in Position, Geschwindigkeit und Euler-Winkel mittels Navigations-Daten, welche das Milbus-Steuergerät mittels Milbus übermittelt, wobei die Position eine beliebige ist, die Geschwindigkeit (north, east, down) ≈ 0m/sec ist, der Gier-Winkel ein beliebiger ist und Roll- und Nick-Winkel auf 20° gesetzt sind und führt dann anschließend zyklisch mit den konstanten Positions-Daten (AC position alignment) die Navigations-Aufrichtung durch (Mode Navigation Alignment);
9. das Milbus-Steuergerät der Testvorrichtung prüft während des Modes Navigation Alignment nun, ob das Navigations-System des Marschflugkörpers die Fehl-Initialisierung von 20° in Roll- und Nick-Winkel innerhalb einer vordefinierten Zeit auf annähernd auf 0° (±3°) abbaut. Falls dies nicht innerhalb der vordefinierten Zeit (z.B. 60sec) geschieht, erfolgt Test-Abbruch und damit Wechsel in den Mode Missions Abort.
10. vom Mode Navigation Alignment wird dann in den Mode Test Completion übergegangen, wenn alle folgenden Bedingungen erfüllt sind a. die durch das Milbus-Steuergerät mittels Milbus (selected mission, siehe MIL-STD 1760) selektierte Mission korrekt im Marschflugkörper angewählt ist, b. der Status der Navigations-Aufrichtung (alignment status, siehe MIL-STD 1760) des Flugkörper-Navigations-Systems den Zustand 'gut' erreicht hat, c. der GPS-Receiver des zu testenden Marschflugkörpers, welcher das Antennen-Signal der Testvorrichtung (siehe 2), das via Umbilical-Kabel vorliegt, verarbeitet, meldet via Milbus, dass valide Navigations-Ergebnisse vorliegen (z.B. valide UTC-time, stimmige Position, Geschwindigkeit, normal performance, lock zu 4 oder mehr Satteliten, figure of meit < 3), d. der Radarhöhenmesser des zu testenden Marschflugkörpers meldet als valide Höhe über Grund die Länge der Signal-Leitung zwischen Empfangs- und Sende-Antenne des Radarhöhen-messer-Signal-Verzögerer der Testvorrichtung (siehe 2), e. kein Subsystem des zu testenden Marschflugkörpers hat während der vorhergehenden Verfahrensschritte eine oder mehrere Fehl-Funktionen sensiert.
11. im Mode Test Completion löscht dann der Marschflugkörper seinen Missions-Plan (z.B. in einem Flash-Speicher abgelegt) und meldet nach erfolgreicher Löschung mittels Milbus den erfolgreichen Abschluß des Prüfablaufes an das Milbus-Steuergerät der Testvorrichtung.

3 zeigt das Zustand-Übergangsdiagramm der neuen, zusätzlichen Betriebsart Wartung der operationellen Missions-Software des Marschflugkörpers, wenn die Prüfung des Marschflugkörpers in den vorher beschriebenen Szenario B (Feststellung Garantie-Fälle) und C (vorbeugende Prüfung im Rahmen von Full Contractor Support) unterstützt wird. 4 zeigt die dafür notwendige Testvorrichtung. Dabei ist folgendes vorausgesetzt:

– der zu testende Marschflugkörper ist mit der Testvorrichtung so verkabelt, wie es in 4 dargestellt ist, insbesondere ist die Ground Loader Unit (GLU, Gerät zum Download des Missions-Plan in den Marschflugkörper) mittels TLP-Kabel an den Marschflugkörper angeschlossen, ebenso wird der Marschflugkörper mittels externer Kühlflasche vorgekühlt, so dass sein Infrarot-Suchkopf bereits Betriebstemperatur vor Testbeginn erreicht hat, zudem ist ein Bildschirm zur Visualisierung des Infrarot-Suchkopf-Bildes angeschlossen,
– der zu testende Marschflugkörper ist mit keinem Missions-Plan beladen, da er ja unbeladen an den Kunden ausgeliefert wurde (siehe Verfahrensschritt 11. bei Prüfablauf für Szenario A),
– der zu testende Marschflugkörper befindet sich im Nick- und Roll-Winkel in einer annähernden waagrechten Lage (0° ±3°).

In den Szenarien B, C erfolgt der Prüfablauf nun in folgenden Schritten, siehe dazu 3:

1. der zu testende Marschflugkörper wird durch Aktivierung der 3 × 115V 400Hz der Testvorrichtung eingeschaltet (Mode Power-On);
2. der Marschflugkörper führt darauffolgend die Einschalttests (Mode PBIT) seiner Subsysteme (Rudermaschinen, Triebwerk, Infrarot-Suchkopf, Lenkung-Navigation, Gefechtskopf, Sicherheits-Schärfungs-System) auf die gleiche Weise wie während eines operationellen Hochlaufes aus;
3. dann führt der Marschflugkörper die ausgelösten Tests (Mode IBIT) seiner Subsysteme (Rudermaschinen, Triebwerk, Infrarot-Suchkopf, Lenkung-Navigation, Wirksystem, Sicherheits-Schärfung) auf die gleiche Weise wie während eines operationellen Hochlaufes durch, wobei allerdings folgende Subtests im Marschflugkörper zusätzlich aktiviert werden a. Test der Detektor-Zellen des Infrarot-Suchkopfes (feststellen, ob ein annähernd linearer Zusammenhang zwischen Integrationszeit und gemessenen Grauwerten besteht), wobei dem Infrarot-Suchkopf ein homogenes Bild (z.B. abdecken mit einer einfarbigen Decke) präsentiert werden muss (dieser Detektor-Test wird operationell nicht ausgeführt wegen der besonderen Bild-Bedingung und im Prüfablauf des Szenarios A nicht, weil er im vorausgehenden Funktionstest bereits ausgeführt wurde), b. expliziter Test des GPS-Empfängers (dieser Test wird operationell nicht aktiviert, weil er circa 120sec dauert und damit bestimmte Timeouts auf der Seite des Trägerflugzeuges überschritten würden);
4. dann prüft der Flugkörper (Mode Identifikation), ob die Selektions-Kriterien erfüllt sind, um mit der neuen Betriebart Wartung fortzufahren, genauso wie im Verfahrensschritt 4. im Prüfablauf des Szenario A;
5. falls mit der Betriebart Wartung fortgefahren wird und die Kommunkation zwischen Marschflugkörper und der Ground Loader Unit (GLU) erfolgreich etabliert ist, wird in den Zustand 'Mode MMD-Download' verzweigt, dort ein Missions-Plan von der Ground Loader Unit zum Flugkörper übertragen und im Marschflugkörper weiterverarbeitet (z.b. Geländedatenbank);
6. nach Abschluß des vorausgehenden Verfahrensschritt wird in den 'Mode Distribution' gewechselt in dem den Subsystemen des Marschflugkörpers die relevanten Teiles des Missions-Planes (z.B. Referenz-Modelle an den Infrarot-Suchkopf) mittels internem Daten-Bus übermittelt werden;
7. im 'Mode Distribution' initiiert der Marschflugkörper die zyklische Prüfung des Laser-Distanz-Sensor des Gefechtskopf-Subsystems, die bei Verlassen des Mode Standby wieder deaktiviert wird;
8. dann führen die Subsysteme des Marschflugkörpers einen kontinuierlichen Selbsttest (CBIT) aus, genauso wie im Verfahrensschritt 7. des Prüfablaufes im Szenario A;
9. im 'Mode Navigation Alignment' erfolgt die Initialisierung, Aufrichtung und Prüfung des Navigations-Systemes des Marschflugkörpers, genauso wie in den Verfahrensschritten 8. und 9. des Prüfablaufes im Szenario A;
10. im 'Mode Navigation Alignment' werden folgende zusätzliche Tests ausgeführt, welche operationell und während des Prüfablaufes im Szenario A nicht aktiviert werden a. wenn der Detektor des Infrarot-Suchkopfes des Marschflugkörpers Betriebstemperatur (gekühlt) erreicht hat, werden die Gimbals des Infrarot-Suchkopfes, durch welche der Detektor des Infrarot-Suchkopfes positioniert wird, nach einem vordefinierten Bewegungs-Muster angesteuert, wobei die Ist- mit der Soll-Bewegung verglichen wird und bei Abweichung Test-Abbruch erfolgt (Mode Mission Abort), und die Video-Information des abbildende Detektors wird am Bildschirm der Testvorrichtung dargestellt, so dass nach Entfernung der Abdeckung (siehe oben Verfahrensschritt 3.) der Testdurchführende das Video-Bild auf Plausibilität prüfen kann;
11. vom 'Mode Navigation Alignment' wird dann in den 'Mode Test Completion' übergegangen, wenn die selben Bedingungen wie im Verfahrensschritt 10. des Prüfablaufes im Szenario A erfüllt sind einschließlich folgender zusätzlichen Bedingung a. dem GPS-Empfänger des zu testenden Marschflugkörpers muss das GPS-Signal der GPS-Antenne des Marschflugkörpers zugeleitet werden und der GPS-Empfänger muss aufgrund dieses Signales valide Navigations-Ergebnisse (z.B. valide UTC-time, stimmige Position, Geschwindigkeit, normal performance, lock zu 4 oder mehr Satelliten, figure of meit < 3) melden;
12. im 'Mode Test Completion' löscht dann der Marschflugkörper seinen Missions-Plan (z.B. in einem Flash-Speicher abgelegt) und meldet nach erfolgreicher Löschung mittels Milbus den erfolgreichen Abschluß des Prüfablaufes' an das Milbus-Steuergerät der Testvorrichtung.

Der Prüfablauf und die Voraussetzungen für das Szenario D (Prüfung vor operativen Einsatz oder vor dem Schuß im Rahmen einer Amts/Industrie-Erprobung) sind identisch mit dem Prüfablauf und den Voraussetzungen für die Szenarien B/C, allerdings mit folgenden Ausnahmen:

a. im Prüfschritt 12. von Szenario B/C ('Mode Test Completion') erfolgt kein Löschen des Missions-Planes, weil der Marschflugkörper nachfolgend ja betankt und verschossen werden soll, so dass sofort nach Eintritt in den 'Mode Test Completion' der erfolgreiche Abschluß des Prüfablaufes' an das Milbus-Steuergerät der Testvorrichtung gemeldet wird;
b. falls z.B. im Rahmen von Auslandseinsätzen der Radarhöhenmesser-Signal-Verzögerer (RALT-Delay-Line, siehe 4) nicht verfügbar ist, wird im Verfahrensschritt 11. von Szenario B/C nicht die zugehörige Bedingung (siehe Verfahrensschritt 10.d. im Szenario A) zum Übergang in den 'Mode Test Completion' berücksichtigt;
c. falls z.B. im Rahmen von Auslandseinsätzen keine Flasche mit Kühlmittel für den Detector des Infrarot-Suchkopfes und kein Bildschirm (siehe 4) zur Verfügung steht, erfolgt der Verfahrensschritt 10.a. des Szenarios B/C nicht.

Die oben beschriebenen Prüfabläufe für die Szenarios A, B, C und D sind in einer einzigen neuen Betriebsart (Wartung) der operationellen Mission-Software implementiert, wobei vorausgesetzt ist, dass die operationelle Mission-Software des Marschflugkörpers über eine operationelle Betriebsart (scharfer Schuß) und über weitere spezielle Betriebsarten für Ausbildung und Tragflugerprobung verfügt.
Die Selektion dieser neues Betriebsart innerhalb der operationeller Mission-Software des Marschflugkörper erfolgt mittels der im Verfahrensschritt 4. des Szenarios A beschriebenen Methode.
Die funktionalen Unterschiede der Prüfabläufe für die Szenarios A, B, C, D werden marschflugkörperseitig dadurch ermöglicht, dass die Aktivierung bzw. Deaktivierung der Funktionalitäten:

– Test der Detektor-Zellen des Infrarot-Suchkopfes (siehe Verfahrensschritt 3.a. des Szenarios B/C),
– expliziter Test des GPS-Empfängers (siehe Verfahrensschritt 3.b. des Szenarios B/C),
– Bewegung des Detektors des Infrarot-Suchkopf und Video-Visualisierung (siehe Verfahrensschritt 10.a. des Szenarios B/C),
– Löschen des Missions-Planes (siehe Ausnahme a. des Szenarios D),
– zusätzliche Übergangs-Bedingung im Verfahrensschritt 11.a. der Szenarien B/C (Satteliten lock-on des GPS-Empfängers mittels GPS-Antenne des Marschflugkörpers),
– Irrelevanz der Ausnahme b. des Szenarios D (valide gemessene Radarmesserhöhe definierter Größe).

Vorteile der Erfindung
Die im vorliegendem Dokument definiert neue zusätzliche Betriebsart Wartung der operationellen Mission-Software eines Marschflugkörpers hat folgende Vorteile:

– der Test von reversiblen Funktionen eines operationellen Marschflugkörpers mit einer Testtiefe und -breite wird ermöglicht, die weit über die Testtiefe und -breite des operationellen Hochlaufes hinausgehen,
– die Testfunktionalität ist als neue Betriebsart Wartung der operationellen Mission-Software des Marschflugkörpers implementiert, weswegen keine spezielle Test-Software in den Hauptrechner des Marschflugkörpers geladen werden muss,
– der Umfang der Testfunktionalität der neuen Betriebsart kann konfiguriert werden, so dass sie für die jeweils vorliegende Situation passend ist,
– die notwendige Prüfausrüstung besteht aus Standard-Geräten und ist in ihrem Umfang gering, woraus sich geringe Anschaffungs-Kosten und eine leichte Transportierbarkeit ergeben.

Irreversible Funktionen des operationellen Marschflugkörpers können nur mittels Verschuß getestet werden, wodurch dann allerdings der Marschflugkörper unbrauchbar wird.

Claims

Vorrichtung zum Test eines operationellen Flugkörper bestehend aus a. einem speziellem Umbilical-Kabel entspr. MIL-STD 1760, b. einer Milbus-Steuereinheit ('bus control unit' entspr. MIL-STD 1553) mit Mensch-Maschine-Schnittstelle, c. einer RTU-Adressen-Brücken-Schaltung entspr. MIL-STD 1760, d. einer aktiven GPS-Antenne inklusive 12V Gleichspannungs-Versorgung, e. einer GPS-Signal-Verlängerung für die Flugkörper-GPS-Antenne f. einer schaltbaren 3 × 115V 400Hz Spannungs-Quelle, g. einem Radarhöhenmesser-Signal-Verzögerer (RALT-Delay-Line), h. einem operationellem Kabel zum 'Test and Load Panel' des zu testenden Flugkörpers (TLP-Kabel) i. einer mit Kühlmittel gefüllten Flasche für den Infrarot-Suchkopf und einem Bildschirm, j. einer Einheit zum Missions-Plan-Download, dadurch gekennzeichnet, dass k. das Umbilical-Kabel nur folgende Signale führt : Milbus-Kanal A, Milbus-Kanal B (siehe MIL-STD 1553), RTU-Adress-Leitungen, 3 × 115V 400Hz Leitungen, GPS-Antennen-Signal, l. durch Aufschrauben des Umbilical-Kabels auf den Umbilical-Stecker des Flugkörpers die daten- und energiemäßige Verbindung zwischen Testvorrichtung und zu testenden Flugkörper hergestellt wird, m. die Milbus-Steuereinheit der Testvorrichtung (BCU) mittels Milbus-Kanal A und B des Umbilical-Kabels mit der Remote Terminal Unit (RTU) des zu testenden Flugkörpers entspr. MIL-STD 1760 kommuniziert, n. die RTU-Adressen-Brückenschaltung der Testvorrichtung die RTU-Adress-Leitungen des Umbilical-Kabels so brückt, dass sich für den zu testenden Flugkörper eine RTU-Adresse ergibt, welche unterschiedlich zu den operationell benutzten RTU-Adressen ist, o. die 3 × 115V 400Hz Spannungs-Quelle der Testvorrichtung den zu testenden Flugkörper mit Energie mittels Umbilical-Kabel versorgt, p. das durch die aktive GPS-Antenne der Testvorrichtung aufgefangene GSP-Antennen-Signal mittels Umbilical-Kabel zum GPS-Empfänger des zu testenden Flugkörpers geführt wird, q. der Radarhöhenmesser-Signal-Verzögerer, bestehend aus Empfangs-, Sende-Antenne und verbindender Signal-Leitung mit definierter Länge, unter dem Radarhöhenmesser des zu testenden Flugkörpers so positioniert ist, dass die Sende-Antenne des Radarhöhenmessers auf der Empfangs-Antenne des Radarhöhenmesser-Signal-Verzögerers aufliegt und die Empfangs-Antenne des Radarhöhenmessers auf der Sende-Antenne des Radarhöhenmesser-Signal-Verzögerers aufliegt, r. die GPS-Empfangs-Antenne der GPS-Signal-Verlängerung, bestehend aus GPS-Empfangs-Antenne, Signal-Verlängerungs-Leitung und GPS-Sende-Antenne, unter freien Himmel mit Sichtverbindung zu den GPS-Satteliten positioniert wird, s. die GPS-Sende-Antenne der GPS-Signal-Verlängerung über die GPS-Antenne des Flugkörpers so positioniert, dass die Flugkörper-GPS-Antenne das GPS-Signal, welches die GPS-Sende-Antenne der GPS-Signal-Verlängerung abstrahlt, empfangen kann, t. der Infrarot-Suchkopf des zu testenden Flugkörpers durch die Flasche der Testvorrichtung über das 'Test and Load Panel' des zu testenden Flugkörpers mit Kühlmittels versorgt wird, u. der Bildschirm der Testvorrichtung das durch den gekühlten Infrarot-Suchkopf des Flugkörpers erzeugte Video-Signal visualisiert, v. die Einheit der Testvorrichtung zum Missions-Plan-Download mittels des operationellen TLP-Kabel an das 'Test and Load Panel' des zu testenden Flugkörpers anschließbar ist.
Verfahren zur Prüfung eines operationellen Flugkörpers, im folgendem Betriebsart 'Wartung ohne Missions-Plan-Download' genannt, wobei a. der zu testende Flugkörper mit der im Anspruch 1 definierten Testvorrichtung verbunden ist, b. die Einheit der Testvorrichtung des Anspruches 1 zum Missions-Plan-Download nicht an den Flugkörper mittels TLP-Kabel angeschlossen ist, c. der zu testende Flugkörper bereits mit einem validen Missions-Plan beladen ist und sich im Nick- und Roll-Winkel in einer annähernden waagrechten Lage (0° ± 3°) befindet, dadurch gekennzeichnet, dass d. der zu testende Flugkörper durch Aktivierung der 3 × 115V 400Hz Versorgung der Testvorrichtung eingeschaltet wird (Mode Power-On), e. der Flugkörper darauffolgend die Einschalttests (Mode PBIT) seiner Subsysteme (Rudermaschinen, Triebwerk, Infrarot-Suchkopf, Lenkung-Navigation, Gefechtskopf, Sicherheits-Schärfungs-System) auf die gleiche Weise wie während eines operationellen Hochlaufes durchführt, f. dann der Flugkörper die ausgelösten Tests (Mode IBIT) seiner Subsysteme (Rudermaschinen, Triebwerk, Infrarot-Suchkopf, Lenkung-Navigation, Wirksystem, Sicherheits-Schärfung) auf die gleiche Weise wie während eines operationellen Hochlaufes durchführt, g. dann der Flugkörper prüft (Mode Identifikation), ob alle definierten Selektions-Kriterien erfüllt sind, um mit der Betriebsart 'Wartung ohne Missions-Plan-Download' fortzufahren, h. falls eines oder mehrere Kriterien aus Verfahrensschritt g. nicht erfüllt sind und auch die Selektions-Kriterien für andere, valide Betriebsarten nicht erfüllt sind, beendet der Flugkörper die Betriebart 'Wartung ohne Missions-Plan-Download', wobei der Testvorrichtung mittels Milbus der Test-Abbruch (Mode Mission Abort) übermittelt wird, i. falls alle Kriterien aus Verfahrensschritt g. erfüllt sind, werden den Subsystemen des Flugkörpers die relevanten Teiles des Missions-Planes mittels internem Daten-Bus übermittelt (Mode Distribution), j. dann der Flugkörper die zyklische Prüfung des Laser-Distanz-Sensor des Gefechtskopf-Subsystems initiiert, wobei im Verfahrensschritt 1. bzw. m. der Laser-Distanz-Sensor abgeschaltet wird, k. dann die Subsysteme des Flugkörpers auf die gleiche Weise wie während eines operationellen Hochlaufes einen kontinuierlichen Selbsttest (CBIT) ausführen (Mode Standby), wobei in die Verfahrensschritt 1. und m. verzweigt wird, wenn erkannt wird, dass die Testvorrichtung mittels Milbus die Information 'Missile Select' (siehe Datenwort 'gggg' in MIL-STD 1760) zum Flugkörper gesendet hat, l. dann nach Erkennung von 'Missile Select' und falls der Infrarot-Suchkopf des Flugkörpers hinreichend gekühlt ist die Gimbals des Infrarot-Suchkopfes, durch welche der abbildende Sensor des Infrarot-Suchkopfes positioniert wird, nach einem vordefinierten Bewegungs-Muster angesteuert werden, wobei die Ist- mit der Soll-Bewegung verglichen wird und bei Abweichung Test-Abbruch erfolgt (Mode Mission Abort), und die Video-Information des abbildende Sensors am Bildschirm der Testvorrichtung dargestellt wird, m. nach Erkennung von 'Missile Select' dann der Flugkörper sein internes Navigations-System in Position, Geschwindigkeit und Euler-Winkel mittels Navigations-Daten, welche die Testvorrichtung mittels Milbus übermittelt, initialisiert, wobei die Position eine beliebige sein kann, die Geschwindigkeit circa 0m/sec ist, der Gier-Winkel ein beliebiger sein kann und Roll- und Nick-Winkel auf circa 20° gesetzt sind, und zyklisch mit den konstanten Initialisierungs-Positions-Daten, welche die Testvorrichtung mittels Milbus übermittelt, stützt (Mode Navigation Alignment), n. geprüft wird, ob das Navigations-System des Flugkörpers die Fehl-Initialisierung von circa 20° in Roll- und Nick-Winkel innerhalb einer vordefinierten Zeit auf annähernd auf 0° (±3°) abbaut, und falls dies nicht innerhalb der vordefinierten Zeit geschieht, Test-Abbruch erfolgt, o. die Betriebsart 'Wartung ohne Missions-Plan-Download' als erfolgreich beendet zur Testvorrichtung mittels Milbus gemeldet wird, wenn alle dafür definierten Erfolgs-Kriterien erfüllt sind.
Verfahren zur Prüfung eines operationellen Flugkörpers, im folgendem Betriebsart 'Wartung mit Missions-Plan-Download' genannt, wobei a. der zu testende Flugkörper mit der im Anspruch 1 definierten Testvorrichtung verbunden ist, b. die Einheit der Testvorrichtung des Anspruches 1 zum Missions-Plan-Download an den Flugkörper mittels TLP-Kabel angeschlossen ist, c. der zu testende Flugkörper keinen validen Missions-Plan geladen hat und sich im Nick- und Roll-Winkel in einer annähernden waagrechten Lage (0° ±3°) befindet, dadurch gekennzeichnet, dass d. siehe Anspruch 2 Verfahrensschritt d., e. siehe Anspruch 2 Verfahrensschritt e., f. siehe Anspruch 2 Verfahrensschritt f., g. siehe Anspruch 2 Verfahrensschritt g., h. siehe Anspruch 2 Verfahrensschritt h., i. falls alle Kriterien aus Verfahrensschritt g. erfüllt sind und die Kommunikation zwischen dem zu testendem Flugkörper und der Einheit der Testvorrichtung zum Missions-Plan-Download etabliert ist, ein Missions-Plan von der Einheit der Testvorrichtung zum Missions-Plan-Download zum Flugkörper übertragen und im Flugkörper weiterverarbeitet und verteilt (Mode MMD-Download, Mode Distribution), j. siehe Anspruch 2 Verfahrensschritt j., k. siehe Anspruch 2 Verfahrensschritt k., l. siehe Anspruch 2 Verfahrensschritt l., m. siehe Anspruch 2 Verfahrensschritt m., n. siehe Anspruch 2 Verfahrensschritt n., o. siehe Anspruch 2 Verfahrensschritt o..
Verfahren nach Anspruch 2 und 3, dadurch gekennzeichnet, dass im Verfahrensschritt f. des Anspruches 2 und Verfahrensschritt f. des Anspruches 3 mittels einer Milbus-Information, welche an der Testvorrichtung einstellbar ist und von ihr zum Flugkörper gesendet wird, konfigurierbar ist, ob der Detektor-Test der Infrarot-Suchkopfes des Flugkörpers und ob der Selbsttest des GPS-Empfängers des Lenkung-Navigations-Subsystems des Flugkörpers ausgeführt wird oder nicht.
Verfahren nach Anspruch 2 und 3, dadurch gekennzeichnet, dass im Verfahrensschritt g. des Anspruches 2 und im Verfahrensschritt g. des Anspruches 3 folgende Kriterien für die Entscheidung, ob die Betriebsart 'Wartung ohne Missions-Plan-Download' bzw. die Betriebsart 'Wartung mit Missions-Plan-Download' weiterausgeführt werden soll oder nicht, geprüft werden a. die sich aus den RTU-Adress-Leitungen, welche durch die RTU-Adressen-Brücken-Schaltung der Testvorrichtung konfiguriert sind, ergebende RTU-Adresse muss eine definierte Adresse ergeben, welche unterschiedlich zu den operationell benutzten Waffenstations-Adressen ist, b. die mittels einer Milbus-Information (entsprechend MIL-STD 1760) zum Flugkörper übertragene RTU-Adresse muss mit der durch die RTU-Adress-Leitungen definierte RTU-Adresse übereinstimmen, c. die mittels einer Milbus-Information (entsprechend MIL-STD 1760) zum Flugkörper übertragene Träger-Identifikation darf nicht die Identifikation des operationellen Trägers sein, sondern muss eine Identifikation sein, welche die Testvorrichtung aus Anspruch 1 eindeutig identifiziert, d. die mittels einer Milbus-Information (entsprechend MIL-STD 1760) zum Flugkörper übertragene, redundante Konfiguration-Information bzgl. Waffenstation (left/right shoulder) und Waffenbeladung (single/twin) muss inkonsistent sein.
Verfahren nach Anspruch 2 und 3, dadurch gekennzeichnet, dass im Verfahrensschritt o. des Anspruches 2 und im Verfahrensschritt o. des Anspruches 3 alle folgenden Kriterien für die Meldung, dass die Betriebsart 'Wartung ohne Missions-Plan-Download' bzw. die Betriebsart 'Wartung mit Missions-Plan-Download' erfolgreich beendet ist, erfüllt sein müssen a. die durch die Testvorrichtung mittels Milbus (entsprechend MIL-STD 1760) selektierte Mission des in den Flugkörper geladenen Missions-Planes ist vom Flugkörper korrekt via Milbus bestätigt worden, b. der Status der Navigations-Aufrichtung (entsprechend MIL-STD 1760) des Flugkörper-Navigations-Systems hat den Zustand 'gut' erreicht, c. der GPS-Receiver des zu testenden Flugkörpers, welcher das Antennen-Signal der Testvorrichtung, das via Umbilical-Kabel vorliegt, verarbeitet, meldet, dass valide Navigations-Ergebnisse vorliegen, d. der GPS-Receiver des zu testenden Flugkörpers, welcher das Antennen-Signal der GPS-Antenne des Flugkörpers verarbeitet, meldet, dass valide Navigations-Ergebnisse vorliegen, e. der Radarhöhenmesser des zu testenden Flugkörpers meldet als valide Höhe über Grund die Länge der Signal-Leitung zwischen Empfangs- und Sende-Antenne des Radarhöhen-Messer-Signal-Verzögerer der Testvorrichtung, f. der in den Flugkörper geladene Missions-Plan ist erfolgreich im Flugkörper gelöscht, g. kein Subsystem des zu testenden Flugkörpers während der Verfahrensschritte d. bis n. eine oder mehrere Fehl-Funktionen sensiert hat.
Verfahren nach Anspruch 2 und 3, dadurch gekennzeichnet, dass wenn während der Verfahrensschritte d. bis o. des Anspruches 2 und des Anspruches 3 vom Flugkörper das Milbus-Signal 'Commit to Store Separation' (Beginn der Schuß- Sequenz, siehe Datenwort 'critical control', MIL-STD 1760) erkannt wird, erfolgt Test-Abbruch (Mode Mission Abort).
Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Kriterium d. (GSP-Empfänger mit GPS-Antenne des Flugkörpers) des Anspruch 6 nur dann relevant ist, wenn mittels einer operationell unbenutzten Milbus-Information von der Testvorrichtung an den Flugkörper seine Anwendung signalisiert wird.
Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Kriterium e. (Messung des Radarhöhenmesser) des Anspruch 6 nur dann relevant ist, wenn mittels einer operationell unbenutzten Milbus-Information von der Testvorrichtung an den Flugkörper seine Anwendung signalisiert wird.
Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass der in den Flugkörper geladene Missions-Plan nur dann gelöscht wird und das Kriterium f. (erfolgreiches Löschen des Missions-Plan) des Anspruch 6 nur dann relevant ist, wenn mittels einer operationell unbenutzten Milbus-Information von der Testvorrichtung an den Flugkörper die Löschung kommandiert wird bzw. die Kriterium-Anwendung signalisiert wird.
Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Verfahrensschritte des Anspruches 2 ausgeführt werden, – um die Endabnahme-Prüfung eines zuvor gefertigten, operationellen Serien-Flugkörpers zur Feststellung seiner fehlerfreien Funktionsweise vor Auslieferung an den Kunden durchzuführen oder – um die Endabnahme-Prüfung eines reparierten Serien-Flugkörpers zur Feststellung seiner fehlerfreien Funktionsweise vor Wiederauslieferung an den Kunden durchzuführen.
Verfahren nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Verfahrensschritte des Anspruches 3 ausgeführt werden, – um die vorbeugende Prüfung eines operationellen Serien-Flugkörpers (z.B. im Rahmen des Full Contractor Support), welcher im Kunden-Depot eine bestimmte Zeit gelagert war, zur Feststellung seiner fehlerfreien Funktionsweise durchzuführen oder – um einen operationellen Flugkörper im Rahmen einer Schießkampagne mit einem Missions-Plan zu beladen und auf fehlerfreie Funktionsweise zu prüfen, bevor er an die Verschußvorrichtung des Trägerflugzeuges angebaut und nachfolgend verschossen wird oder – um einen operationellen Flugkörper im Rahmen eines operativen Verschußes im Konfliktfall mit einem Missions-Plan zu beladen und auf fehlerfreie Funktionsweise zu prüfen, bevor er an die Verschußvorrichtung des Trägerflugzeuges angebaut und nachfolgend verschossen wird.
Verfahren nach Anspruch 2 und 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Verfahrensschritte des Anspruches 2 und die Verfahrensschritte des Anspruches 3 in der operationellen Missions-Software des zu testenden Flugkörpers als zusätzliche Betriebsart implementiert sind.