DE102004042990B4 - Method and device for testing an operational cruise missile in various test scenarios by means of maintenance mode - Google Patents

Method and device for testing an operational cruise missile in various test scenarios by means of maintenance mode Download PDF

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Abstract

Vorrichtung zum Test eines operationellen Flugkörper bestehend aus
• einem Umbilical-Kabel entspr. MIL-STD 1760,
• einer Milbus-Steuereinheit ('bus control unit' entspr. MIL-STD 1553) mit Mensch-Maschine-Schnittstelle,
• einer RTU-Adressen-Brücken-Schaltung entspr. MIL-STD 1760,
• einer aktiven GPS-Antenne inklusive 12 V Gleichspannungs-Versorgung,
• einer GPS-Signal-Verlängerung für die Flugkörper-GPS-Antenne
• einer schaltbaren 3 × 115 V 400 Hz Spannungs-Quelle,
• einem Radarhöhenmesser-Signal-Verzögerer,
• einem operationellem Kabel zur Wartungs-Klappe des zu testenden Flugkörpers
• einer mit Kühlmittel gefüllten Flasche für den Infrarot-Suchkopf und einem Bildschirm,
• einer Einheit zum Missions-Plan-Laden,
gekennzeichnet durch folgende Merkmale:
a. das Umbilical-Kabel führt nur folgende Signale: Milbus-Kanal A, Milbus-Kanal B, RTU-Adress-Leitungen, 3 × 115 V 400 Hz Leitungen, GPS-Antennen-Signal,
b. die RTU-Adressen-Brückenschaltung der Testvorrichtung brückt die RTU-Adress-Leitungen des Umbilical-Kabels so, dass sich für den zu testenden Flugkörper eine RTU-Adresse ergibt, welche unterschiedlich zu den operationell benutzten RTU-Adressen...Device for testing an operational missile consisting of
• an umbilical cable according to MIL-STD 1760,
A Milbus control unit ('bus control unit' according to MIL-STD 1553) with human-machine interface,
• an RTU address bridge circuit according to MIL-STD 1760,
• an active GPS antenna including 12 V DC power supply,
• A GPS signal extension for the missile GPS antenna
A switchable 3 × 115 V 400 Hz voltage source,
A radar altimeter signal retarder,
• an operational cable to the maintenance flap of the missile under test
• a coolant filled bottle for the infrared seeker and a screen,
• a mission plan loading unit,
characterized by the following features:
a. the umbilical cable carries only the following signals: Milbus channel A, Milbus channel B, RTU address lines, 3 × 115 V 400 Hz lines, GPS antenna signal,
b. The RTU address bridge circuit of the test device bridges the RTB address lines of the umbilical cable so that the RTU address to be tested results in an RTU address that differs from the operationally used RTU addresses ...

Figure 00000001
Figure 00000001

Description

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

Stand der TechnikState of the art

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 verschiedene 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 speziellen Bunker-Depot langzeitgelagert. Vor Ablauf der Garantie-Zeit (z. B. 5 Jahre) sollen alle gelagerten Marschflugkörper aufkorrekte 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 × 115 V 400 Hz versorgt, sondern nur mit 28VDC und das das Laden eines Missions-Planes in den Marschflugkörper erlaubt. Dieses Lade-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), und
  • – keine Prüfung von Funktionsketten (z. B. IMU/GPS → Navigation)
erfolgt, 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 die Notwendigkeit, dass der Kunde vor einem operationellen Einsatz im Rahmen des Ladens 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 1990s, in the absence of tactical spacecraft in European Air Forces, air-to-ground cruise missiles (distance and precision) were developed so that various cruise missile types are currently in the pipeline or already in use by European forces: e.g. , 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 fire 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, usually no final test is performed because
  • - Familiarity with the functional tests performed prior to installation of the pyrotechnics and the irreversible assemblies (replaced by reversible simulators), although the subsequent integration of pyrotechnics and irreversible assemblies introduces new sources of error (eg, swapped, crushed, unmated cables) could (which will inevitably occur in large numbers),
  • - The operational mission software is loaded into the main computer of the cruise missile, through which the cruise missile can be fired (→ triggering of irreversible functions) and which but has no special mode for testing the cruise missile in the just described scenario.
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 has been delivered to the customer in the container, it will be stored for a long time in a special bunker depot. Before expiry of the warranty period (eg 5 years), all stored cruise missiles shall be inspected for improper functioning in order to identify warranty cases and, if necessary, to use the manufacturer for 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 the expiry of the guarantee period, the cruise missiles stored in the bunker depot for up to 20 years and more, eg. For example, within the framework of a 'Full Contractor Support' agreement, a periodic, preventive maintenance of the material by the manufacturer is to be carried out during which 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 event of a conflict, the customer (eg German Air Force) intends to use a cruise missile operationally, the cruise missile is removed from the container in a special location of the fighter bomber squadron (eg ammunition protection structure) (oars, eyelets ...) and then connected to a device that does not supply the cruise missile with the usual 3 × 115 V 400 Hz, but only with 28VDC and that allows the loading of a mission plan in the cruise missile. This charging device only incompletely stimulates the operational cruise missile, so that
  • - no check of the interface of the cruise missile with the carrier aircraft (see MIL-STD 1760),
  • - no extensive testing of the electronics of the cruise missile,
  • - no check of the mechanically moving parts (eg rowing machine, seeker gimbal frame) of the cruise missile,
  • - no cruise missile sensor testing (eg altimeter, Inertial Measurement Unit (IMU), GPS receiver, infra-red seeker), and
  • - no check of function chains (eg IMU / GPS → navigation)
takes place, whereby a possible 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, prior to operational deployment as part of loading the mission plan into the cruise missile, to be provided with a powerful test method including test equipment for this purpose. The same need is in the context of industrial or Official shooting campaigns given.

Die EP 1 020 699 B1 , EP 0 747 656 A2 , EP 0483 841 A1 und US 2003/0 111 574 A1 zeigen verschiedene Flugkörper mit unterschiedlichen Testverfahren bzw. Test-Equipments.The EP 1 020 699 B1 . EP 0 747 656 A2 . EP 0483 841 A1 and US 2003/0115574 A1 show different missiles with different test procedures or test equipment.

Zielsetzung der ErfindungObject of the invention

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 Szenarien verbesert bzw. vereinfacht. Es sollen dabei:

  • – 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 (keine zusätzlichen Prüfadaptionen am oder innerhalb des Marschflugkörpers),
  • – die bei diesen Rahmenbedingungen maximal mögliche Testtiefe erreicht werden,
  • – kein Laden einer speziellen Prüf-Software in den Marschflugkörper notwendig sein,
  • – sich ein möglichst geringer Umfang an Prüfausrüstung ergeben.
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 improves or simplifies the testing of a cruise missile in the above-described scenarios. It should be:
  • - 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 used (no additional test adaptations on or within the cruise missile),
  • - the maximum possible test depth for these framework conditions is achieved,
  • - it is not necessary to load special test software into the cruise missile
  • - result in the smallest possible amount of test equipment.

ProblemlösungTroubleshooting

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: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: Zustand-Übergangsdiagramm für Szenario A 1 : State Transition Diagram for Scenario A.

2: Testvorrichtung für Szenario A 2 : Test device for scenario A

3: Zustand-Übergangsdiagramm für Szenarios B, C, D 3 : State Transition Diagram for Scenarios B, C, D

4: Testvorrichtung für Szenarios B, C, D 4 : Test device for scenarios 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 Laden des Missions-Plan in den Marschflugkörper) nicht mittels TLP-Kabel (TLP = Test and Load Panel) 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 loading the mission plan in the cruise missile) is not connected by TLP cable (TLP = Test and Load Panel) to the cruise missile, also the cruise missile (seeker) is not using external cooling bottle pre-cooled,
  • - 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 under test is in pitch and roll in an approximate horizontal position (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 × 115 V 400 Hz der Testvorrichtung eingeschaltet ('Mode Einschalten');
  • 2. der Marschflugkörper führt darauffolgend die Einschalttests ('Mode Einschalt Test') 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 Ausgelöster Test') 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 Missions Abbruch' 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 Bereitschaft' 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 Verteilung');
  • 7. dann führen die Subsysteme des Marschflugkörpers auf die gleiche Weise wie während eines operationellen Hochlaufes einen kontinuierlichen Selbsttest (CBIT) aus ('Mode Bereitschaft', 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, esst, down) ≈ 0 m/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-Positions-Aufrichtung) die Navigations-Aufrichtung (alignment) durch ('Mode Navigation Aufrichtung');
  • 9. das Milbus-Steuergerät der Testvorrichtung prüft während des 'Modes Navigation Aufrichtung' 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. 60 sec) geschieht, erfolgt Test-Abbruch und damit Wechsel in den 'Mode Missions Abbruch'.
  • 10. vom 'Mode Navigation Aufrichtung' wird dann in den 'Mode Test Ende' 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 (Aufrichtung 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 merit < 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 Radarhöhenmesser-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 Ende' 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 also 1 :
  • 1. the cruise missile to be tested is activated by activating the 3 × 115 V 400 Hz of the test device ('turn on mode');
  • 2. the cruise missile subsequently performs the power-on tests ('Power On Test') of its subsystems (Steering Engines, Engine, Infra Red Seeker, Steering Navigation, Warhead, Safety Booster System) in the same way as during an operational run-up;
  • 3. then the cruise missile performs the triggered ('Mode Triggered Test') tests of its subsystems (Steering Machines, Engine, Infra-Red Seeker, Steering Navigation, Active System, Safety Aiming) 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 continue with the new mode of operation:
  • 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 which is different from the operationally used gun station addresses,
  • b. the RTU address transmitted by means of Milbus information (see MIL-STD 1760) to the missile 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 maintenance mode by changing to the known mode 'Mode Missions Cancel' (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 initiates in the 'Mode Identification' the cyclic check of the laser distance sensor of the warhead subsystem, which is deactivated again when leaving the mode readiness;
  • 6. Subsequently, the relevant parts of the mission plan (eg reference models to the infrared seeker head) are transmitted to the subsystems of the cruise missile by means of an internal data bus ('mode distribution');
  • 7. then the cruise missile subsystems perform a continuous self-test (CBIT) in the same way as during an operational run-up, switching to the next step if the cruise miss 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, esst, down) ≈ 0 m / sec, the yaw angle is any and roll and pitch angles are set to 20 °, and then cyclically performs the constant position data (AC position upright) the navigation alignment by ('mode navigation erection');
  • 9. The Milbus control unit of the test apparatus now checks, during the 'Navigation Navigation Setup 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 60 sec), the test aborts and thus changes to the 'Mode Missions abort'.
  • 10. the 'Mode Navigation Erect' will then be put into the 'Mode Test End' 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 the navigation setup (erection status, see MIL-STD 1760) of the missile navigation system has reached the state 'good',
  • 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, 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 merit < 3)
  • d. the radar altimeter of the cruise missile to be tested reports the length of the signal line between the receive and transmit antenna of the radar altimeter signal retarder of the test apparatus as a valid altitude above ground (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 End' the cruise missile then deletes its mission plan (eg stored in a flash memory) and, after successful deletion by Milbus, signals the successful conclusion of the test procedure to the Milbus control unit of the test device.

3 zeigt das Zustand-Übergangsdiagramm der neuen, zusätzlichen Betriebsart Wartung der operationellen Missions-Software des Marschflugkörpers, wenn die Prüfung des Marschflugkörpers in dem 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 Laden 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 loading the mission plan in the cruise missile) is connected by means of TLP cable to the cruise missile, as is the cruise missile pre-cooled by means of an external cooling bottle, so that its 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 °).

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 × 115 V 400 Hz der Testvorrichtung eingeschaltet ('Mode Einschalten');
  • 2. der Marschflugkörper führt darauffolgend die Einschalttests ('Mode Einschalt Test') 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 Ausgelöster Test') 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 120 sec 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 Laden' (MMD = missile mission data = Missions-Plan) 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 Verteilung' gewechselt in dem den Subsystemen des Marschflugkörpers die relevanten Teile des Missions-Planes (z. B. Referenz-Modelle an den Infrarot-Suchkopf) mittels internem Daten-Bus übermittelt werden;
  • 7. im 'Mode Verteilung' initiiert der Marschflugkörper die zyklische Prüfung des Laser-Distanz-Sensors des Gefechtskopf-Subsystems, die bei Verlassen des 'Mode Bereitschaft' 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 Aufrichtung' 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 Aufrichtung' 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 Missions Abbruch'), und die Video-Information des abbildenden 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 (GBIT), sowie die Bildverarbeitungskette geprüft werden kann (IBN-BIT);
  • 11. vom 'Mode Navigation Aufrichtung' wird dann in den 'Mode Test Ende' 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 Ende' 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 now takes place in the following steps, see also 3 :
  • 1. the cruise missile to be tested is activated by activating the 3 × 115 V 400 Hz of the test device ('turn on mode');
  • 2. the cruise missile subsequently performs the power-on tests ('Mode Power On Test') of its sub systems (oars, 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 triggered ('Mode Triggered Test') tests of its subsystems (Steering Machines, Engine, Infra Red Seeker, Steering Navigation, Active System, Safety Aiming) in the same way as during an operational run-up, however The following subtests in the cruise missile are additionally activated:
  • a. Test the detector cells of the infrared seeker (determine if there is an approximate linear relationship between integration time and measured gray values), presenting a homogeneous image (eg covering with a monochrome blanket) to the infrared seeker (this detector Test is not carried out operationally because of the special picture condition and in the test procedure of scenario A not 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 proceed with the new maintenance mode, just as in process 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, a branch is made to the 'MMD loading mode' (MMD = Missile mission data) Mission plan transferred from the ground loader unit to the missile and further processed in the cruise missile (eg terrain database);
  • 6. after the completion of the preceding process step, change to the 'mode distribution' in which the subsystems of the cruise missile transmit the relevant parts of the mission plan (eg reference models to the infrared seeker) by means of an internal data bus;
  • 7. in mode distribution, the cruise missile initiates the cyclic check of the warhead subsystem's laser distance sensor, which is deactivated again upon exiting mode readiness;
  • 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 'Mode Navigation Aufrichtung', the initialization, erection and testing of the navigation system of the cruise missile take place, as well as in process steps 8 and 9 of the test procedure in scenario A;
  • 10. In 'Mode Navigation Erection', 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 Movement is compared and in case of deviation test abort ('Mode Missions Abbruch'), and the video information of the imaging detector is displayed on the screen of the test apparatus, so that after removal of the cover (see method step 3 above) Video image can check for plausibility (GBIT), as well as the image processing chain can be checked (IBN-BIT);
  • 11. The 'Mode Navigation Erect' is then transferred to the 'Mode Test End' if the same conditions as in Step 10 of the test procedure in Scenario A are met, including the following additional condition:
  • a. the GPS receiver of the cruise missile under test must receive the GPS signal from the cruise ship's GPS antenna and the GPS receiver must use this signal to obtain valid navigation results (eg valid UTC time, harmonious position, speed, normal performance, lock to 4 or more satellites, figure of meit <3) report;
  • 12. In the 'Mode Test End' the cruise missile then deletes its mission plan (eg stored in a flash memory) and, after successful deletion by Milbus, signals the successful conclusion of the test procedure to the Milbus control unit of the test device.

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 Ende') 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 Ende' 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, RALT = radar altimeter) 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 Ende' berücksichtigt;
  • c. falls z. B. im Rahmen von Auslandseinsätzen keine Flasche mit Kühlmittel für den Detektor 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 test step 12 of scenario B / C ('Mode Test End'), the mission plan is not deleted because the cruise missile is to be refueled and fired, so that immediately after entering the 'Mode Test End' the successful completion the test procedure 'is reported to the Milbus control unit of the test apparatus;
  • b. if z. B. in the context of foreign missions of radar altimeter signal retarder (RALT delay line, see 4 , RALT = radar altimeter) is not available in the procedure Step 11. of scenario B / C does not consider the associated condition (see step 10.d. in scenario A) to transition to the 'mode test end';
  • c. if z. 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.

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.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.

Die Selektion dieser neues Betriebsart innerhalb der operationeller Mission-Software des Marschflugkörper erfolgt mittels der im Verfahrensschritt 4. des Szenarios A beschriebenen Methode.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.

Die funktionalen Unterschiede der Prüfabläufe für die Szenarien 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).
mittels operational unbenutzter Milbus-Informationen im Marschflugkörper selektiert wird. Diese zusätzlichen Milbus-Konfigurations-Kommandos werden vom Milbus-Steuergerät via Milbus an den Marschflugkörper gesendet. 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 are 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.

Vorteile der ErfindungAdvantages of the invention

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.
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 Funktionen des operationellen Marschflugkörpers können nur mittels Verschuß getestet werden, wodurch dann allerdings der Marschflugkörper unbrauchbar wird.irreversible Functions of the operational cruise missile can only be tested by means of firing which, however, makes the cruise missile useless.

Claims (12)

Vorrichtung zum Test eines operationellen Flugkörper bestehend aus • einem Umbilical-Kabel entspr. MIL-STD 1760, • einer Milbus-Steuereinheit ('bus control unit' entspr. MIL-STD 1553) mit Mensch-Maschine-Schnittstelle, • einer RTU-Adressen-Brücken-Schaltung entspr. MIL-STD 1760, • einer aktiven GPS-Antenne inklusive 12 V Gleichspannungs-Versorgung, • einer GPS-Signal-Verlängerung für die Flugkörper-GPS-Antenne • einer schaltbaren 3 × 115 V 400 Hz Spannungs-Quelle, • einem Radarhöhenmesser-Signal-Verzögerer, • einem operationellem Kabel zur Wartungs-Klappe des zu testenden Flugkörpers • einer mit Kühlmittel gefüllten Flasche für den Infrarot-Suchkopf und einem Bildschirm, • einer Einheit zum Missions-Plan-Laden, gekennzeichnet durch folgende Merkmale: a. das Umbilical-Kabel führt nur folgende Signale: Milbus-Kanal A, Milbus-Kanal B, RTU-Adress-Leitungen, 3 × 115 V 400 Hz Leitungen, GPS-Antennen-Signal, b. die RTU-Adressen-Brückenschaltung der Testvorrichtung brückt die RTU-Adress-Leitungen des Umbilical-Kabels so, dass sich für den zu testenden Flugkörper eine RTU-Adresse ergibt, welche unterschiedlich zu den operationell benutzten RTU-Adressen ist, c. der Radarhöhenmesser-Signal-Verzögerer, bestehend aus Empfangs-, Sende-Antenne und verbindender Signal-Leitung mit definierter Länge, wird unter dem Radarhöhenmesser des zu testenden Flugkörpers so positioniert, 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, d. das durch die aktive GPS-Antenne der Testvorrichtung aufgefangene GSP-Antennen-Signal wird mittels Umbilical-Kabel zum GPS-Empfänger des zu testenden Flugkörpers geführt, e. die GPS-Empfangs-Antenne der GPS-Signal-Verlängerung, bestehend aus GPS-Empfangs-Antenne, Signal-Verlängerungs-Leitung und GPS-Sende-Antenne, wird unter freien Himmel mit Sichtverbindung zu den GPS-Satelliten positioniert, und die GPS-Sende-Antenne der GPS-Signal-Verlängerung wird 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.Device for testing an operational missile consisting of • a umbilical cable according to MIL-STD 1760, • a Milbus control unit ('bus control unit' according to MIL-STD 1553) with a human-machine interface, • an RTU address - Bridge circuit according to MIL-STD 1760, • an active GPS antenna including 12 V DC power supply, • a GPS signal extension for the missile GPS antenna • a switchable 3 × 115 V 400 Hz voltage source • a radar altimeter signal decelerator, • an operational cable to the maintenance wing of the missile under test • a cylinder filled with coolant for the infrared seeker head and a screen, • a mission plan charging unit, characterized by the following features : a. the umbilical cable carries only the following signals: Milbus channel A, Milbus channel B, RTU address lines, 3 × 115 V 400 Hz lines, GPS antenna signal, b. the RTU address bridge circuit of the test device bridges the RTU address lines of the umbilical cable so that the RTU address to be tested results in an RTU address that is different from the operationally used RTU addresses, c. the radar altimeter signal retarder, consisting of receiver, transmit antenna and connecting signal line of defined length, is under the radar altimeter of the flight under test body is positioned so that the radar altimeter transmit antenna rests on the receive antenna of the radar altimeter signal delay and the receive antenna of the radar altimeter rests on the transmit antenna of the radar altimeter signal delay, d. the GSP antenna signal collected by the active GPS antenna of the test device is guided by Umbilical cable to the GPS receiver of the missile under test, e. GPS Signal Extender GPS Reception Antenna, consisting of GPS Reception Antenna, Signal Extender Cable and GPS Transmitter Antenna, is placed under open sky with line of sight to the GPS satellites, and the GPS GPS Signal Extender Transmitting Antenna is positioned over the missile's GPS antenna so that the missile GPS antenna can receive the GPS signal that the GPS Transmitting Antenna transmits the GPS signal extender. Verfahren zur Prüfung eines operationellen Flugkörpers, wobei • der zu testende Flugkörper mit der im Anspruch 1 definierten Testvorrichtung verbunden ist, • die Einheit der Testvorrichtung des Anspruches 1 zum Missions-Plan-Laden nicht an den Flugkörper mittels TLP-Kabel angeschlossen ist, • der zu testende Flugkörper bereits mit einem validen Missions-Plan beladen ist und sich im Nick- und Roll-Winkel in einer annähernden waagrechten Lage befindet, mit den Schritten: a. der zu testende Flugkörper wird durch Aktivierung der 3 × 115 V 400 Hz Versorgung der Testvorrichtung eingeschaltet, b. der Flugkörper führt darauffolgend die Einschalttests seiner Subsysteme (Rudermaschinen, Triebwerk, Infrarot-Suchkopf, Lenkung-Navigation, Gefechtskopf, Sicherheits-Schärfungs-System) auf die gleiche Weise wie während eines operationellen Hochlaufes durch, c. der Flugkörper führt die ausgelösten Tests seiner Subsysteme (Rudermaschinen, Triebwerk, Infrarot-Suchkopf, Lenkung-Navigation, Wirksystem, Sicherheits-Schärfung) auf die gleiche Weise wie während eines operationellen Hochlaufes durch, d. der Flugkörper prüft, ob alle definierten Selektions-Kriterien erfüllt sind, um mit der Testsequenz fortzufahren, e. falls eines oder mehrere Kriterien aus Verfahrensschritt d. nicht erfüllt sind und auch die Selektions-Kriterien für andere, valide Betriebsarten nicht erfüllt sind, beendet der Flugkörper die Testsequenz, wobei der Testvorrichtung mittels Milbus der Test-Abbruch übermittelt wird, f. falls alle Kriterien aus Verfahrensschritt d. erfüllt sind, werden den Subsystemen des Flugkörpers die relevanten Teiles des Missions-Planes mittels internem Daten-Bus übermittelt, g. der Flugkörper initiirt die zyklische Prüfung des Laser-Distanz-Sensor des Gefechtskopf-Subsystems, wobei im Verfahrensschritt j. der Laser-Distanz-Sensor abgeschaltet wird, h. die Subsysteme des Flugkörpers führen auf die gleiche Weise wie während eines operationellen Hochlaufes einen kontinuierlichen Selbsttest aus, wobei in die Verfahrensschritt j. verzweigt wird, wenn erkannt wird, dass die Testvorrichtung mittels Milbus die Information 'Missile Select' zum Flugkörper gesendet hat, i. nach Erkennung von 'Missile Select' und falls der Infrarot-Suchkopf des Flugkörpers hinreichend gekühlt ist werden die Gimbals des Infrarot-Suchkopfes, durch welche der abbildende Sensor 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, wird die Video-Information des abbildende Sensors am Bildschirm der Testvorrichtung dargestellt, j. nach Erkennung von 'Missile Select' initialisiert der Flugkörper sein internes Navigations-System in Position, Geschwindigkeit und Euler-Winkel mittels Navigations-Daten, welche die Testvorrichtung mittels Milbus übermittelt, wobei die Position eine beliebige sein kann, die Geschwindigkeit circa 0 m/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, k. danach wird geprüft, 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° abbaut, und falls dies nicht innerhalb der vordefinierten Zeit geschieht, Test-Abbruch erfolgt, l. das Verfahren wird als erfolgreich beendet zur Testvorrichtung mittels Milbus gemeldet, wenn alle dafür definierten Erfolgs-Kriterien erfüllt sind.Procedure for testing an operational missile, in which • of the missile to be tested connected to the test device defined in claim 1, • the unit The test apparatus of claim 1 for mission plan loading not to the missile by means of TLP cable is connected, • the missile under test already loaded with a valid mission plan and at pitch and roll angles in an approximate horizontal position, with the steps: a. to testing missiles is activated by activating the 3 × 115 V 400 Hz supply of the test device switched on, b. of the missile leads following the power-on tests of its subsystems (oars, engine, Infrared seeker, steering navigation, warhead, safety sharpening system) to the same Way as during an operational run-up, c. the missile leads the triggered Tests of its subsystems (rowing machines, engine, infrared seeker, Steering navigation, system action, safety sharpening) in the same way like while an operational run-up, d. the missile checks if all Defined selection criteria are met to comply with the test sequence continue e. if one or more criteria from method step d. not fulfilled are and also the selection criteria for other, valid operating modes are not fulfilled, the missile finishes the test sequence, wherein the test device transmits the test abort via Milbus becomes, f. if all the criteria from method step d. are fulfilled, become the subsystems of the missile communicates the relevant part of the mission plan via an internal data bus, G. the missile initiates the cyclical examination the laser distance sensor of the warhead subsystem, wherein in the process step j. the laser distance sensor is switched off, H. the subsystems of the missile to lead in the same way as during an operational run-up a continuous self-test from, wherein in the method step j. is branched when recognized is that the test device sent by Milbus the information 'Missile Select' to the missile Has, i. after detection of 'missile Select 'and if the infrared seeker of the missile sufficiently cooled are the gimbals of the infrared seeker, through which the imaging sensor of the infrared seeker is positioned, after a predefined motion pattern, whereby the actual is compared with the target movement and in case of deviation test abort takes place, the video information of the imaging sensor on the screen the test device shown, j. after detection of 'Missile Select' initializes the missile be internal navigation system in position, speed and Euler angle using navigation data, which transmits the test device by means of Milbus, the position can be any, the speed is about 0 m / sec, the yaw angle can be any and roll and pitch angle set to about 20 ° and cyclic with the constant initialization position data the test device transmitted by Milbus supports, k. after that it is checked whether the navigation system of the missile fails the initialization from about 20 ° in Roll and pitch angle within a predefined time to approximately 0 ° degrades, and if this does not happen within the predefined time, test abort he follows, l. the procedure terminates successfully Test device reported by Milbus, if all defined Success criteria met are. Verfahren nach Anspruch 2, wobei • die Einheit der Testvorrichtung des Anspruches 1 zum Missions-Plan-Laden an den Flugkörper mittels TLP-Kabel angeschlossen ist, • der zu testende Flugkörper keinen validen Missions-Plan geladen hat und sich im Nick- und Roll-Winkel in einer annähernden waagrechten Lage befindet, dadurch gekennzeichnet, dass falls alle Kriterien aus Verfahrensschritt d. des Anspruches 2 erfüllt sind und die Kommunikation zwischen dem zu testendem Flugkörper und der Einheit der Testvorrichtung zum Missions-Plan-Laden etabliert ist, ein Missions-Plan von der Einheit der Testvorrichtung zum Missions-Plan-Laden zum Flugkörper übertragen und im Flugkörper weiterverarbeitet und verteilt,The method of claim 2, wherein • the unit the test apparatus of claim 1 for mission plan loading the missile connected by TLP cable, • the missile to be tested does not valid mission plan has loaded and at pitch and roll angle in an approximate horizontal position, characterized in that if all criteria from process step d. of claim 2 are met and communication between the missile under test and established the unit of the mission plan loading test apparatus is a mission plan from the unit of the test plan to mission plan loading transferred to the missile and in the missile further processed and distributed, Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass im Verfahrensschritt c. des Anspruches 2 mittels einer Milbus-Information, welche an der Testvorrichtung einstellbar ist und von ihr zum Flugkörper gesendet wird, konfigurierbar ist, ob der Detektor-Test des Infrarot-Suchkopfes des Flugkörpers und ob der Selbsttest des GPS-Empfängers des Lenkung-Navigations-Subsystems des Flugkörpers ausgeführt wird oder nicht.A method according to claim 2, characterized in that in step c. the Anspru Ches 2 by means of Milbus information, which is adjustable on the test device and sent 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 the missile is executed or not. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass im Verfahrensschritt d. des Anspruches 2 folgende Kriterien 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 zum Flugkörper übertragene RTU-Adresse muss mit der durch die RTU-Adress-Leitungen definierte RTU-Adresse übereinstimmen, c. die mittels einer Milbus-Information 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 zum Flugkörper übertragene, redundante Konfiguration-Information bzgl. Waffenstation und Waffenbeladung muss inkonsistent sein.Method according to claim 2, characterized in that that in process step d. of claim 2 following criteria checked 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. the transmitted by Milbus information to the missile RTU address must match the one defined by the RTU address lines Match RTU address, c. the carrier identification transmitted to the missile by Milbus information 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 transmitted to the missile, redundant configuration information regarding weapon station and weapon loading must be inconsistent. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass im Verfahrensschritt 1. des Anspruches 2 folgende Kriterien für die Meldung, dass das Verfahren erfolgreich beendet ist, erfüllt sein müssen: a. die durch die Testvorrichtung mittels Milbus selektierte Mission des in den Flugkörper geladenen Missions-Planes ist vom Flugkörper korrekt via Milbus bestätigt worden, b. der Status der Navigations-Aufrichtung 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 eine oder mehrere Fehl-Funktionen sensiert hat.Method according to claim 2, characterized in that that in method step 1 of claim 2 the following criteria for the Message that the procedure is completed successfully, be satisfied have to: a. the mission selected by the test device via Milbus of the missile charged mission plan has been correctly confirmed by the missile via Milbus, b. has the status of the navigation setup of the missile navigation system reaches the state 'good', c. the GPS receiver of the missile under test, which is the antenna signal the test device, which is present via umbilical cable processed, reports that valid navigation results are available d. of the GPS receiver of the missile under test, which the antenna signal the GPS antenna of the missile processed, reports that there are valid navigation results, e. the radar altimeter of the missile to be tested reports as valid height above ground the length of the Signal line between radar altimeter-signal-retarder receiving and transmitting antenna Test device f. the mission plan loaded into the missile is successful in the missile deleted, G. no subsystem of the missile under test one or more miss functions has sensed. Verfahren nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass, wenn vom Flugkörper das Milbus-Signal 'Commit to Store Separation' erkannt wird, Test-Abbruch erfolgt.Method according to claim 2, characterized in that that if from the missile the Milbus signal 'Commit to Store Separation' is detected, test abort he follows. Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Kriterium d. (GSP-Empfänger mit GPS-Antenne des Flugkörpers) des Anspruchs 6 nur dann relevant ist, wenn mittels einer operationell unbenutzten Milbus-Information von der Testvorrichtung an den Flugkörper seine Anwendung signalisiert wird.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. Verfahren nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass das Kriterium e. (Messung des Radarhöhenmesser) des Anspruchs 6 nur dann relevant ist, wenn mittels einer operationell unbenutzten Milbus-Information von der Testvorrichtung an den Flugkörper seine Anwendung signalisiert wird.Method according to Claim 6, characterized that the criterion e. (Measurement of radar altimeter) of claim 6 only relevant if by means of an operationally unused Milbus information from the test device to the missile Application is signaled. 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 Anspruchs 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.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. Verfahren nach den Ansprüche 2 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Verfahrensschritte 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 instandgesetzten Serien-Flugkörpers zur Feststellung seiner fehlerfreien Funktionsweise vor Wiederauslieferung an den Kunden durchzuführen. – um die vorbeugende Prüfung eines operationellen Serien-Flugkörpers, 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.Method according to claims 2 to 10, characterized that the method steps are carried out - to the Final acceptance testing a previously manufactured operational serial missile for Determination of faultless operation before delivery to the customer or - around the final acceptance test a reconstructed serial missile to determine its error-free operation before re-delivery to the customer perform. - to the preventive examination an operational serial missile, which in the customer depot a certain 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. Verfahren nach den Ansprüche 2 bis 10, dadurch gekennzeichnet, dass die Verfahrensschritte in der operationellen Missions-Software des zu testenden Flugkörpers als zusätzliche Betriebsart implementiert sind.Method according to claims 2 to 10, characterized in that the method steps in the operational mission software of the missile under test are implemented as an additional mode of operation.
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