DE102004042990A1 - Device for testing an operational cruise missile, allows testing without performing any irreversible operation - Google Patents

Abstract

Device for testing an operational cruise missile. An independent claim is also included for testing a cruise missile with the new device.

Description

Field of the invention

The The invention describes methods and devices by means of which the reversible functionality of a operational cruise missile in different test situations checked for accuracy can be.

• 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.

In the absence of tactical distance missiles in European air forces air-to-ground cruise missiles (distance and precision) were developed in the 90s of the 20th century, so that at present various cruise missile types in European armed forces are pending or already in use: eg Taurus KEPD 350, Storm Shadow, Scalp EG, Apache. There are for this purpose fighter aircraft of the types Tornado, Harrier, Eurofighter, Mirage 2000, Rafale, Gripen, Viggen, F-18 provided, which usually carry and can shoot two cruise missiles under the fuselage or the wings to combat soil. The following scenarios arise with regard to testing and testing these types of cruise missiles:

• Scenario A: After the cruise missile is finished, ie equipped with pyrotechnics (detonator, precharge charge and penetrator with explosives, etc.) and irreversible assemblies (thermal battery, unlocking of the oars, etc.), the then operational cruise missile must be delivered be subjected to a repeated, meaningful test on the customer, but without triggering safety-critical or irreversible functions of the cruise missile. So far, in this scenario, no more final testing is performed, because the prior to the installation of pyrotechnics and the irreversible assemblies (replaced by reversible simulators) performed functional tests, although the subsequent integration of pyrotechnics and irreversible assemblies new sources of error ( eg exchanged, crushed, unplugged cables) could creep in (which will inevitably occur in large numbers), - the operational mission software is loaded into the mainframe of the cruise missile, through which the cruise missile can be fired (→ trigger irreversible functions) and which but has no special operating mode for testing the cruise missile in the scenario just described. The same problem arises after the repair of a cruise missile detected by the customer as defective before being returned to the customer;
• Scenario B: after the cruise missile is delivered to the customer in the container, it is stored for a long time in a special bunker depot. Before the expiry of the warranty period (eg 5 years), all stored cruise missiles should be checked for correct functioning in order to identify warranty cases and, if necessary, to use the manufacturer's free repair. There is currently no powerful, non-destructive testing method with sufficient depth of testing that could be used by the customer for this purpose;
• Scenario C: After expiry of the guarantee period, the cruise missiles stored in the bunker depot for up to 20 years and more, eg under a 'Full Contractor Support' agreement, shall be subjected to periodic, preventive material maintenance by the manufacturer in whose Course also a functional test of the operational cruise missile is to be carried out. There is currently no powerful, non-destructive test method with sufficient depth of testing that could be used for this purpose;
• Scenario D: if in the context of a case of confusion the customer (eg German Air Force) intends to use a cruise missile operationally, the cruise missile is taken from the container in a special location of the fighter bomber squadron (eg munitions protection), completed (rudder, eyelets ..) and then on connected a device that does not supply the cruise missile with the usual 3 × 115V 400Hz, but only with 28VDC and that allows the download of a mission plan in the cruise missile. This download device only incompletely stimulates the operational cruise missile so that: - no check of the interface of the cruise missile to the carrier aircraft (see MIL-STD 1760), - no extensive inspection of the electronics of the cruise missile, - no inspection of the mechanically moving parts (eg steering machine, Seeker-gimbal frame) of the cruise missile, - no check of the sensor of the cruise missile (eg altimeter, inertial measurement unit (IMU), GPS receiver, infrared seeker), - no check of functional chains (eg IMU / GPS -> navigation) , whereby any malfunction of the cruise missile in the fueled state on the carrier aircraft hanging still on the ground (→ consuming defrosting) or only during the wing flight is detected (→ loss of the cruise missile by Jettison). Therefore, there is a need for the customer to be prepared for operational use in the Rah For the purpose of downloading the mission plan into cruise missiles, a powerful test method including test equipment is provided for this purpose. The same need is given in the context of industrial or official shooting campaigns.

Object of the invention

• – 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.

In view of the above problem, the invention is based on the following objective: to define a test method and the associated test equipment which make it possible to test a cruise missile in the above-described scenarios, wherein

• - no irreversible functions of the cruise missile may be triggered,
• - no safety-critical functions of the cruise missile may be triggered,
• - only the operationally accessible interfaces of the cruise missile are to be used (no additional test adaptations on or within the cruise missile),
• - the maximum depth possible under these conditions is to be achieved,
• - no download of a special test software in the cruise missile must be necessary,
• - should be as small as possible to test equipment.

Troubleshooting

The solution The objectives set out above are based on the characteristics of claims 1, 2 and 3. Advantageous embodiment of the invention are in the dependent claims shown. The invention is based on a in the Drawings illustrated, preferred embodiment will be explained in more detail. It shows

1 : State Transition Diagram for Scenario A.

2 : Test device for scenario A

3 : State Transition Diagram for Scenarios B, C, D

4 : Test device for scenarios B, C, D

• – 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°).

1 FIG. 12 shows the state transition diagram of the new supplementary maintenance mode of the cruise missile operational mission software which enables the cruise missile to be tested in scenario A (fabrication, repair) heretofore described. 2 shows the necessary test device. The following is required:

• - The cruise missile to be tested is wired to the test rig as shown in 2 In particular, the ground loader unit (GLU, device for downloading the mission plan into the cruise missile) is not connected to the cruise missile by means of TLP cable, likewise the cruise missile (seeker head) is not precooled by means of an external cooling bottle,
• - the cruise missile under test is already loaded with a valid mission plan, as during the previous functional tests of the still inert cruise missile a mission plan was loaded and still exists,
• - The cruise missile to be tested is in the pitch and roll angle in an approximate horizontal position (0 ° ± 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;
• 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.

In scenario A, the test procedure now takes place in the following steps, see 1 :

• 1. the cruise missile to be tested is switched on by activating the 3 × 115V 400 Hz of the test device (Mode Power-On);
• 2. the cruise missile subsequently performs the power-on mode (PBIT) tests of its subsystems (steering, engine, infra-red seeker, steering navigation, warhead, safety-sharpening system) in the same way as during an operational run-up;
• 3. then the cruise missile carries out the tests (mode IBIT) of its subsystems (rudders, engine, infra-red seeker, steering-navigation, power-system, safety-sharpening) in the same way as during an operational run-up;
• 4. then the missile (Mode Identification) checks if the following selection criteria are met in order to proceed with the new mode a. the RTU address resulting from the RTU address lines configured by the RTU address bridge circuit of the test device must give a defined Milbus address that is different from the operationally used weapon station addresses, b. the RTU address transmitted to the missile by means of Milbus information (see MIL-STD 1760) must match the RTU address defined by the RTU address lines, c. the bearer identification transmitted to the missile by means of Milbus information (see MIL-STD 1760) may not be the identification of the operational bearer, but must be an identification which uniquely identifies the test device, d. the redundant configuration information regarding weapon station (left / right shoulder) and weapon loading (single / twin) transmitted by means of Milbus information (see MIL-STD 1760) must be inconsistent. If one or more criteria are not met, the cruise missile terminates the maintenance mode by changing to the known mode 'Mode Mission Abort' (see 1 ). If the criteria for other operating modes of the operational mission software are met, then the actions of the respective operating mode are performed;
• 5. then the cruise missile in mode identification initiates the cyclic check of the laser range sensor of the warhead subsystem, which is deactivated again when leaving the mode standby;
• 6. Subsequently, the subsystems of the cruise missile are transmitted the relevant part of the mission plan (eg reference models to the infrared seeker) by means of an internal data bus (Mode Distribution);
• 7. then the cruise missile subsystems perform a continuous mode self-test (CBIT) in the same manner as during an operational run-up, switching to the next step if the cruise missile detects that the Milbus controller (BCU, please refer 2 ) sends the information 'Missile Select' (see MIL-STD 1760) via Milbus to the missile;
• 8. After detection of 'Missile Select', the cruise missile then initializes its internal navigation system in position, velocity and Euler angle by means of navigation data which the Milbus control unit transmits via Milbus, the position being any speed ( north, east, down) ≈ 0m / sec, the yaw angle is arbitrary and roll and pitch angles are set to 20 °, and then cyclically performs the navigation position with the constant position data (AC position alignment). Erection by (Mode Navigation Alignment);
• 9. The Milbus controller of the test apparatus now checks, during the Navigation Alignment mode, whether the navigation system of the cruise missile fails to initialize 20 ° in roll and pitch angles within a predefined time to approximately 0 ° (± 3 ° ) degrades. If this does not happen within the predefined time (eg 60sec), test abort and thus change to the Mode Missions Abort.
• 10. The Mode Navigation Alignment will then be put into the Mode Test Completion if all the following conditions are met: a. the mission selected by the Milbus control unit via Milbus (selected mission, see MIL-STD 1760) is correctly selected in the cruise missile, b. the status of navigation alignment (see MIL-STD 1760) of the missile navigation system has reached the 'good' state, c. the GPS receiver of the cruise missile to be tested, which receives the antenna signal of the test device (see 2 ), which is present via umbilical cable, processes, reports via Milbus that valid navigation results are available (eg valid UTC time, harmonious position, speed, normal performance, lock to 4 or more satellites, figure of meit <3), d. the radar altimeter of the cruise missile to be tested reports, as a valid altitude above ground, the length of the signal line between the receiving and transmitting antenna of the radar altimeter signal retarder of the test apparatus (see 2 ), e. no subsystem of the cruise missile under test has sensed one or more miss functions during the previous process steps.
• 11. In the Mode Test Completion, the cruise missile then deletes its mission plan (eg stored in a flash memory) and, after successful deletion by Milbus, reports the successful completion of the test procedure to the Milbus control unit of the test device.

• – 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°).

3 FIG. 12 shows the state transition diagram of the new supplementary maintenance mode of the cruise missile operational mission software when the cruise missile test is supported in the previously described Scenario B (Guarantee Case Detection) and C (Full Contractor Support Inspection) , 4 shows the necessary test device. The following is required:

• - The cruise missile to be tested is wired to the test rig as shown in 4 In particular, the ground loader unit (GLU, device for downloading the mission plan in the cruise missile) is connected by TLP cable to the cruise missile, as is the cruise missile pre-cooled by means of an external cooling bottle, so that his infrared seeker already operating temperature before Has reached the start of the test, and a screen for visualizing the infrared seeker image has been
• - the cruise missile under test is not loaded with any mission plan since it was delivered to the customer unloaded (see procedural step 11 in the test procedure for scenario A),
• - The cruise missile to be tested is in the pitch and roll angle in an approximate horizontal position (0 ° ± 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.

In scenarios B, C, the test procedure takes place Now in the following steps, see 3 :

• 1. the cruise missile to be tested is switched on by activating the 3 × 115V 400 Hz of the test device (Mode Power-On);
• 2. the cruise missile subsequently performs the power-on mode (PBIT) tests on its subsystems (steering, engine, infra-red seeker, steering navigation, warhead, safety-sharpening system) in the same way as during an operational run-up;
• 3. then the cruise missile performs the tests (mode IBIT) of its subsystems (steering, engine, infra-red seeker, steering-navigation, power-system, safety-sharpening) in the same way as during an operational run-up, subject to the following subtests in the Cruise missiles are additionally activated a. Test the detector cells of the infrared seeker head (determine if there is an approximate linear relationship between integration time and measured gray values) and present a homogeneous image to the infra-red seeker (eg cover with a monochrome blanket) not operationally executed because of the special picture condition and in the test procedure of scenario A, because it was already executed in the previous function test), b. explicit test of the GPS receiver (this test is not operationally activated because it lasts about 120 seconds and would therefore exceed certain timeouts on the side of the carrier aircraft);
• 4. then the missile (Mode Identification) checks whether the selection criteria are met in order to continue with the new maintenance mode, just as in method step 4 in the test procedure of scenario A;
• 5. If the maintenance mode is continued and the communication between the cruise missile and the Ground Loader Unit (GLU) has been successfully established, then the mode 'MMD download mode' is displayed, there a mission plan from the Ground Loader Unit to the missile transferred and further processed in the cruise missile (eg terrain database);
• 6. after completion of the preceding process step is in the 'Mode Distribution' changed in the subsystems of the cruise missile, the relevant part of the mission plan (eg reference models to the infrared seeker) are transmitted by means of internal data bus;
• 7. In 'Mode Distribution', the cruise missile initiates cyclical testing of the laser range sensor of the warhead subsystem, which is deactivated when leaving Mode Standby;
• 8. then the subsystems of the cruise missile perform a continuous self-test (CBIT), just as in step 7. of the test procedure in scenario A;
• 9. in the 'Mode Navigation Alignment' the initialization, erection and testing of the navigation system of the cruise missile takes place, as well as in process steps 8 and 9 of the test procedure in scenario A;
• 10. In the 'Mode Navigation Alignment', the following additional tests are performed which are not activated operationally and during the test procedure in scenario A: a. when the detector of the infrared seeker head of the cruise missile has reached operating temperature (cooled), the gimbals of the infrared seeker head, through which the detector of the infrared seeker head is positioned, are driven according to a predefined motion pattern, the actual with the target Motion is compared and test deviation occurs in case of deviation (Mode Mission Abort), and the video information of the imaging detector is displayed on the screen of the test device, so that after removal of the cover (see method step 3 above) the test executing the video Check image for plausibility;
• 11. The 'Mode Navigation Alignment' is then transferred to the 'Mode Test Completion' if the same conditions as in method step 10 of the test procedure in scenario A are fulfilled, including the following additional condition a. the GPS receiver of the cruise missile under test must be given the GPS signal of the cruise ship's GPS antenna and the GPS receiver must obtain valid navigation results (eg valid UTC time, harmonious position, speed, normal performance, lock) based on this signal report to 4 or more satellites, figure of meit <3);
• 12. in the 'Mode Test Completion' the cruise missile then deletes its mission plan (eg stored in a flash memory) and, after successful deletion by Milbus, signals the successful completion of the test procedure to the Milbus control unit of the test device.

• 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.

The test procedure and the prerequisites for scenario D (test before operational use or before the shot in the context of an official / industrial test) are identical to the test procedure and the requirements for scenarios B / C, with the following exceptions:

• a. In the test step 12th of scenario B / C ('Mode Test Completion') there is no deletion of the mission plan, because the cruise missile is to be refueled and fired, so that immediately after entering the 'Mode Test Completion' the successful completion the test procedure 'is reported to the Milbus control unit of the test apparatus;
• b. if, for example, in the context of foreign missions the radar altimeter signal retarder (RALT delay line, see 4 ) is not available, in step 11 of scenario B / C not the associated condition (see step 10.d. in scenario A) is taken into account for the transition to the 'Mode Test Completion';
• c. if, for example, in the context of foreign missions no bottle with coolant for the Detector of the infrared seeker head and no screen (see 4 ), the method step 10.a. of scenario B / C.

The above described test procedures for the scenarios A, B, C and D are in a single new operating mode (maintenance) the operational mission software implements, assuming is that the operational mission software of the cruise missile over a Operational mode (sharp shot) and other special operating modes for education and wing flight testing.

The Selection of this new operating mode within the operational Mission software of the cruise missile takes place by means of the method described in step 4. of the scenario A. Method.

• – 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).

mittels operational unbenutzter Milbus-Informationen im Marschflugkörper selektiert wird. Diese zusätzlichen Milbus-Konfigurations-Kommandos werden vom Milbus-Steuergerät via Milbus an den Marschflugkörper gesendet werden. Der Bediener kann vor Start des Prüfablaufes an der Mensch-Maschine-Schnittstelle des Milbus-Steuergerätes die für das gewünschte Szenario notwendigen Funktionalitäten auswählen.The functional differences of the test procedures for the scenarios A, B, C, D are made possible on the cruise-ship side by the activation or deactivation of the functionalities:

• - test of the detector cells of the infrared seeker head (see method step 3.a. of scenario B / C),
• - explicit test of the GPS receiver (see step 3.b. of scenario B / C),
• Movement of the detector of the infrared seeker and video visualization (see method step 10.a. of the scenario B / C),
• - deletion of the mission plan (see exception a of scenario D),
• Additional transition condition in step 11.a. Scenarios B / C (satellite receiver lock-on of the GPS receiver using the GPS antenna of the cruise missile),
• - irrelevance of the exception b. Scenario D (validly measured radar altitude of defined size).

is selected by means of operationally unused Milbus information in the cruise missile. These additional Milbus configuration commands will be sent from the Milbus controller via Milbus to the cruise missile. Before starting the test procedure at the human-machine interface of the Milbus control unit, the operator can select the functionalities required for the desired scenario.

Advantages of the invention

• – 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.

The additional operating mode Maintenance of mission cruise mission operational software as defined in this document has the following advantages:

• - the test of reversible functions of an operational cruise missile with a test depth and width is made possible which goes well beyond the test depth and breadth of the operational run-up,
• - the test functionality is implemented as a new operating mode maintenance of the operational mission software of the cruise missile, so no special test software needs to be loaded into the mainframe of the cruise missile,
• The extent of the test functionality of the new operating mode can be configured so that it is suitable for the particular situation at hand,
• - The necessary test equipment consists of standard equipment and is small in scope, resulting in low acquisition costs and easy transportability.

irreversible Functions of the operational cruise missile can only be tested by means of firing which, however, makes the cruise missile useless.

Claims (13)

Apparatus for testing an operational missile consisting of a. a special umbilical cable according to MIL-STD 1760, b. a Milbus control unit ('bus control unit' according to MIL-STD 1553) with man-machine interface, c. an RTU address bridge circuit according to MIL-STD 1760, d. an active GPS antenna including 12V DC power supply, e. a GPS signal extension for the missile GPS antenna f. a switchable 3 × 115V 400Hz voltage source, g. a radar altimeter signal delay (RALT) delay line, h. an operational cable to the test and load panel of the missile under test (TLP cable) i. a bottle filled with coolant for the infrared seeker and a screen, j. a unit for mission plan download, characterized in that k. the umbilical cable carries only the following signals: Milbus channel A, Milbus channel B (see MIL-STD 1553), RTU address lines, 3 × 115V 400Hz lines, GPS antenna signal, l. by screwing the umbilical cable onto the umbilical plug of the missile the data and en establishing an appropriate connection between the test device and the missile under test, m. the Milbus control unit of the test device (BCU) communicates via Milbus channel A and B of the umbilical cable with the Remote Terminal Unit (RTU) of the missile under test according to MIL-STD 1760, n. the RTU address bridge circuit of the test device bridge the RTB address lines of the umbilical cable so as to give the missile under test an RTU address that is different from the operationally used RTU addresses, o. the 3 × 115V 400Hz voltage source of the test device powered missile powered by umbilical cable, p. the GSP antenna signal collected by the active GPS antenna of the test apparatus is guided by umbilical cable to the GPS receiver of the missile under test, q. the radar altimeter signal retarder, consisting of receive, transmit antenna and connecting signal line of defined length, is positioned below the radar altimeter of the missile under test such that the transmit antenna of the radar altimeter is located on the receiving antenna of the radar altimeter Signal restraint rests and the receiving antenna of the Radarhöhenmessers rests on the transmitting antenna of the Radarhöhmeter signal retarder, r. The GPS Reception Antenna is the GPS Signal Extension, consisting of GPS Reception Antenna, Signal Extension Cable and GPS Transmitter Antenna, positioned under open sky with line of sight to the GPS satellites, s. Position the GPS signal extension GPS antenna over the GPS antenna of the missile so that the GPS antenna receives the GPS signal that is emitted by the GPS signal extension GPS antenna can, t. the infra-red seeker head of the missile under test is supplied with coolant through the bottle of the test apparatus via the 'Test and Load Panel' of the missile under test; the screen of the test device visualizes the video signal generated by the cooled infrared seeker head of the missile, v. the unit of the mission plan download test apparatus can be connected to the test and load panel of the missile under test by means of the operational TLP cable. Procedure for testing an operational missile, in the following operating mode called 'maintenance without mission plan download', where a. the missile under test is connected to the test device defined in claim 1, b. the unit of the test apparatus of claim 1 for mission plan download is not connected to the missile by means of TLP cable, c. the missile under test is already loaded with a valid mission plan and is in an approximate horizontal position (0 ° ± 3 °) at pitch and roll angles, characterized in that d. the missile to be tested is switched on by activation of the 3 × 115V 400 Hz supply of the test device (Mode Power-On), e. the missile subsequently performs the power-on mode (PBIT) tests of its subsystems (steering, engine, infra-red seeker, steering navigation, warhead, safety-sharpening system) in the same manner as during an operational run-up, f. then the missile performs the triggered tests (mode IBIT) of its subsystems (steering machines, engine, infra-red seeker, steering navigation, power system, safety sharpening) in the same way as during an operational run-up, g. then the missile checks (Mode Identification) whether all defined selection criteria are met in order to continue with the operation mode 'Maintenance without mission plan download', h. if one or more criteria from method step g. are not met and the selection criteria for other valid operating modes are not met, the missile finishes the operation 'maintenance without mission plan download', the test device is transmitted by Milbus the test abort (Mode Mission abort), i. if all criteria from method step g. are satisfied, the subsystems of the missile are transmitted the relevant part of the mission plan by means of an internal data bus (Mode Distribution), j. then the missile initiates the cyclic examination of the laser distance sensor of the warhead subsystem, wherein in step 1. or m. the laser distance sensor is switched off, k. then the subsystems of the missile perform a continuous self-test (CBIT) in the same way as during an operational run-up (mode standby), wherein the method steps 1. and m. is branched when it is detected that the test device has sent the information 'Missile Select' (see data word 'gggg' in MIL-STD 1760) to the missile by means of Milbus, l. then upon detection of 'missile select' and if the infra-red seeker head of the missile is sufficiently cooled, the gimbals of the infra-red seeker head, through which the imaging sensor of the infra-red seeker head is positioned, are driven according to a predefined motion pattern, the actual - Is compared with the target movement and in case of deviation test abort (Mode Mission abort), and the video information of the imaging sensor is displayed on the screen of the test device, m. after detection of 'Missile Select' then the Missile initializes its internal navigation system in position, speed and Euler angle by means of navigation data transmitted by the test device via Milbus, where the position can be any, the speed is about 0m / sec, the yaw angle any and roll and pitch angles are set to about 20 °, and cyclically based on the constant initialization position data transmitted by the test device via Milbus (Mode Navigation Alignment), n. The missile system degrades the false initialization of about 20 ° in roll and pitch angles within a predefined time to approximately 0 ° (± 3 °), and if this does not happen within the predefined time, test abort, o ., the operation mode 'Maintenance without mission plan download' is reported as successfully completed to the test device by means of Milbus, if all defined success criteria fulfill lt is. Procedure for testing an operational missile, in the following operating mode 'Maintenance called with mission plan download ', in which a. the missile to be tested with the defined in claim 1 Test device is connected, b. the unit of the test device of claim 1 for mission plan download to the missile means TLP cable is connected, c. the missile to be tested no valid mission plan has loaded and at pitch and roll angle in an approximate horizontal position (0 ° ± 3 °), thereby marked that d. see claim 2 method step d. e. see claim 2 method step e., f. please refer Claim 2 process step f., G. see claim 2 method step G., H. see claim 2 method step h., i. if all criteria from process step g. are met and the communication between the missile to be tested and the unit of the mission plan download test apparatus is a mission plan from the unit of the test device to the mission plan download transferred to the missile and in the missile further processed and distributed (Mode MMD Download, Mode Distribution), j. see claim 2 method step j., k. see claim 2 Procedural step k., l. see claim 2 method step l., m. see claim 2 method step m., n. see Claim 2 method step n., o. See claim 2 process step O.. Method according to Claims 2 and 3, characterized that in method step f. of claim 2 and method step f. of claim 3 by means of Milbus information, which the test device is adjustable and sent by her to the missile is configurable, whether the detector test of the infrared seeker head of the missile and whether the self-test of the GPS receiver of the steering navigation subsystem of the missile accomplished will or not. Method according to Claims 2 and 3, characterized that in process step g. of claim 2 and in the process step G. of claim 3, the following criteria for deciding whether the operating mode 'maintenance without mission plan download' or the operating mode 'maintenance with mission plan download' continue to be executed should or not, tested become a. resulting from the RTU address lines passing through the RTU address bridge circuit of the test device configured, the resulting RTU address must have a defined address which differs from the operationally used weapons station addresses is b. by means of Milbus information (according to MIL-STD 1760) transmitted to the missile RTU address must match the RTU address defined by the RTU address lines, c. by means of Milbus information (according to MIL-STD 1760) transmitted to the missile Carrier identification must not be the identification of the operational operator, but must be an identification that the test device clearly identified from claim 1, d. the means of a Milbus information (according to MIL-STD 1760) transmitted to the missile, redundant configuration information regarding weapons station (left / right shoulder) and weapon loading (single / twin) must be inconsistent. Method according to claim 2 and 3, characterized in that in method step o. Of claim 2 and in method step o. Of claim 3 all the following criteria for the message that the operating mode 'maintenance without mission plan download' or the operating mode ' Maintenance with mission plan download 'successfully completed, must be met a. the mission selected by the test device by means of Milbus (according to MIL-STD 1760) of the mission plan loaded into the missile has been correctly confirmed by the missile via Milbus, b. the status of navigation setup (according to MIL-STD 1760) of the missile navigation system has reached the state 'good', c. The GPS receiver of the missile under test, which processes the antenna signal of the test device, which is present via Umbilical cable, reports that valid navigation results are present, d. the GPS receiver of the missile under test, which processes the antenna signal of the GPS antenna of the missile, reports that there are valid navigation results, e. the radar altimeter of the missile under test pers reports as valid height over ground the length of the signal line between the receiving and transmitting antenna of the radar height meter signal retarder of the test device, f. the mission plan loaded into the missile is successfully erased in the missile, g. no subsystem of the missile under test during process steps d. until n. has sensed one or more malfunctioning functions. Method according to Claims 2 and 3, characterized that if during the process steps d. to o. of claim 2 and the claim 3 from the missile the Milbus signal 'Commit to Store Separation '(Beg the shot sequence, see data word 'critical control', MIL-STD 1760) is detected, Test-Abort occurs (Fashion mission abortion). Method according to Claim 6, characterized that the criterion d. (GSP receiver with GPS antenna of the missile) of claim 6 is only relevant if by means of an operational unused Milbus information from the test device to the missile Application is signaled. Method according to Claim 6, characterized that the criterion e. (Measurement of radar altimeter) of claim 6 only then relevant if by means of an operationally unused Milbus information from the test device to the missile signals its application becomes. Method according to Claim 6, characterized that in the missile loaded mission plan will only be deleted and the criterion f. (successful deletion of the mission plan) of claim 6 is only relevant if by means of an operationally unused Milbus information from the test device to the missile the deletion commanded or the criterion application is signaled. Method according to claim 2, characterized in that that the method steps of claim 2 are carried out, - to the Final acceptance testing of a previously manufactured, operational serial missile to detect his to perform error-free operation before delivery to the customer or - to the Final acceptance testing a repaired serial missile to determine its correct operation before re-delivery to the customer. Method according to claim 3, characterized that the method steps of claim 3 are carried out, - to the preventive examination an operational serial missile (for example in the framework of the Full Contractor Support), which in the customer depot a certain time was stored to determine its correct functioning perform or - around an operational missile as part of a shooting campaign loaded with a mission plan and on error-free operation to consider, before going to the gun of the carrier aircraft grown and subsequently fired or - one operational missile in the context of an operational fire in case of conflict with a mission plan to load and to check for trouble-free operation before he to the Verschußvorrichtung of the carrier aircraft grown and subsequently fired. Method according to Claims 2 and 3, characterized that the method steps of claim 2 and the method steps of claim 3 in the operational mission software of the testing missile as additional Operating mode are implemented.