EP1895265B1 - Verfahren zur Überprüfung der Funktionsfähigkeit von unbemannten, bewaffneten Flugkörpern - Google Patents

Verfahren zur Überprüfung der Funktionsfähigkeit von unbemannten, bewaffneten Flugkörpern Download PDF

Info

Publication number
EP1895265B1
EP1895265B1 EP07016887A EP07016887A EP1895265B1 EP 1895265 B1 EP1895265 B1 EP 1895265B1 EP 07016887 A EP07016887 A EP 07016887A EP 07016887 A EP07016887 A EP 07016887A EP 1895265 B1 EP1895265 B1 EP 1895265B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
missile
test
testing
check
during
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
EP07016887A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP1895265A1 (de
Inventor
Michael Grabmeier
Werner Wohlgemuth
Albert Schlegl
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Original Assignee
LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH filed Critical LFK Lenkflugkoerpersysteme GmbH
Publication of EP1895265A1 publication Critical patent/EP1895265A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP1895265B1 publication Critical patent/EP1895265B1/de
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F42—AMMUNITION; BLASTING
    • F42B—EXPLOSIVE CHARGES, e.g. FOR BLASTING, FIREWORKS, AMMUNITION
    • F42B35/00—Testing or checking of ammunition

Definitions

  • the present invention relates to a method for checking the operability of unmanned, armed missiles according to the preamble of patent claim 1.
  • Such a method is for example from the DE 10 2004 042 990 A1 known.
  • the method disclosed there provides that in the case of the occurrence of a fatal error, that is, an error that leads to the non-operational capability of the missile, an error message is issued, which shows in which assembly the fatal error has occurred.
  • the missile For a detailed fault analysis, the missile must then be converted to the inert state (without the warhead and other pyrotechnic elements), whereby only by this conversion, the state in which the error has occurred, is changed. As a result, it may happen that the error no longer occurs after the conversion of the missile to the inert state or the fault pattern changes.
  • the check is performed for at least some of the following components of a missile: inertial measuring unit, Satellite navigation unit, altimeter, warhead, infrared homing head, target range finder, engine, steering machines, missile control computer.
  • a check-in test, a triggered self-test and a continuous test during a mission simulation are performed for each component during the inspection of the components of the missile.
  • An advantageous development of the method according to the invention is characterized in that the inertial measuring unit is tested during the examination of the missile by comparing the accelerations and rotation rates measured by the inertial measuring unit with the acting acceleration of gravity and earth rotation.
  • the detector of the homing head is tested by using a constant scenario It is checked whether the measured pixel gray values increase correspondingly linearly with increased integration time.
  • a preferred device for carrying out the method according to the invention is characterized by its modular structure and the resulting mobile applicability.
  • Fig. 1 shows a schematic representation of a missile 1, an external simulation unit 2, an external test and test unit 3 and further and still explained components.
  • the missile 1 has a fuselage 10, wings 11, rudder flaps 12, 13, at least one engine, of which in the Fig. 1 only the right air inflow channel 14 is shown, and at its front end an infrared homing head 15 on.
  • a test unit TLP
  • the missile is provided inside the fuselage with one or more warheads (for example Vorhohlladung or Penetrator).
  • warheads for example Vorhohlladung or Penetrator
  • Another interface 18 is provided at the top of the missile 1, via which the missile is in use connected to the aircraft carrying it (umbilical interface) and which is used in the present method for data exchange with the simulation unit 2.
  • the simulation unit 2 also called “umbilical box” contains a computer 20, for example a laptop, and a device for signal distribution and signal combining 21.
  • the computer 20 is connected via an outwardly guided power supply line 22 to the usual power grid, but it can be operated independently of the mains by means of accumulators. Furthermore, the computer 20 is connected via an internal data exchange line 23 to the device 21 for signal distribution and signal combining.
  • the device 21 for signal distribution and signal combination is the signal of a satellite navigation antenna via an antenna line 24 from the outside 25, for example, a GPS antenna supplied. Finally, the device 21 for signal distribution and signal combining via an electrical line connection 26 is connected to a power supply 27 of 3x115V 400 Hz which is common in aviation.
  • the signal distribution and signal combining device 21 of the simulation unit 2 is connected to the umbilical interface 18 of the missile 1 by means of a connection cable 28, the so-called "umbilical cable".
  • the computer 20 present in the simulation unit 2 can then communicate and interact with the missile 1 in the same manner (for example, via Milbus or Mil-standard discrete lines 1760) as with a carrier aircraft.
  • the external test and test unit 3 also referred to as "TLP box", includes a computer 30 and a signal distribution and signal merging device 31.
  • the computer 30 is connected via a conventional power supply line 32 with a conventional power grid, but it can also be operated by means of accumulators independent of the mains.
  • the computer 30 and the signal distribution and signal combining device 31 are connected within the test and test unit 3 via an internal data exchange cable 33 and can exchange data via this cable.
  • the device 31 for signal distribution and signal combination of the test and test unit 3 is connected via a data cable 34, the so-called "TLP cable”, with the interface 16 'which is provided in the front fuselage area 16 of the missile 1, and above with the one in the fuselage 10
  • the on-board computer of the missile 1 is provided for data exchange via a communication element 16 "(TLP) .
  • the data output by the communication element 16" (TLP) provided in the missile 1 during and after carrying out a check of the missile 1 are transmitted via the Data line 34 to the test and test unit 3 and in particular to the computer 30 contained therein for display and further evaluation.
  • an external cooling vessel 4 is provided, which is connected via a cooling line 40 to a cooling device provided for the infrared homing head 15 in order to cool it during the execution of the test.
  • a device 5 for loading mission data into an on-board computer of the missile 1 can be connected to the on-board computer of the missile 1 via the interface 16 '.
  • this device which is also referred to as "Ground Loader Unit” (GLU)
  • GLU Gate Loader Unit
  • a mission plan for a mission to be flown (here in the illustrated preferred embodiment, a special test mission plan) can be loaded into the on-board computer of the missile 1.
  • Missions data are data that the missile needs to reach its target, ie data for navigation, trajectory, but also data about targets to be tracked, such as images or models of particular landmarks or images, or a model of the target to be approached.
  • a landmark mask 19 is shown, which is provided with engraved target contours and serves to check the infrared homing head 15.
  • the target contours engraved in the landmark mask 19 correspond to the target image or the target model which has been recorded into the target memory of the on-board computer of the missile 1 by means of the GLU 5.
  • the missile 1 is connected via an antenna line 60 to an external satellite navigation antenna 6, which supplies the missile-own on-board computer with satellite navigation data.
  • a deceleration device 45 is provided for a radar altimeter arranged in the lower front fuselage area of the missile 1.
  • the deceleration device 45 is arranged in the region of the radar altimeter below the missile 1. It consists of two antennas, which are connected to each other via a delay line (RALT delay line) of defined length (for example, 31.6 m).
  • the radar altimeter of the missile 1 emits into the first antenna, wherein the electromagnetic pulses are conducted via the delay line to the second antenna, which then emits the pulses to the antenna of the Radarièrenmessers again. If the radar altimeter delay device 45 is as shown in FIG Fig.
  • the radar altimeter 1 shown positioned under this can be checked in the missile 1, if the radar altimeter determines the predetermined length of the delay line (in the example 31.6 m) as the measured height. In this way, the measuring function of the radar altimeter can be tested with the radar altimeter delay device 45.
  • the device for carrying out the inspection of the missile 1 is modular and consists of several mobile devices, essentially from the simulation unit 2 and the test and test unit 3, which may be housed for example in a suitcase and thus are easily transportable, so that the Check also on site, for example, in a material depot or on an air base can be done shortly before using the missile.
  • Another suitcase 7, in Fig. 1 is also shown only schematically, serves to accommodate the connection cable, the delay device 45 for the radar altimeter, the landmark mask and other items, so that the entire device for checking the missile 1 can be transported in a total of three suitcases.
  • a power-on test 101 is performed for a first component in which the component independently tests its basic functions. This is followed in step 102 by a triggered self-test 102 of the component, which is commanded by the on-board computer of the missile and in which the complete test spectrum of the isolated component is activated.
  • step 103 a continuous test of the corresponding component carried out under a simulation of an existing carrier aircraft and a mission software loaded into the computer of the missile 1 is then carried out, wherein in particular the functionality of any sensors, detectors or actuators present in the component is checked.
  • step 103a tests of component groups and functional chains are performed.
  • This complete error image essentially contains a complete log of the individual tests carried out with their respective results and the error cause of the component reported as defective including all relevant information from the defective component as well as from the environment of the defective component.
  • the NOGO check can also be carried out continuously in all three steps 101, 102, 103.
  • sporadic, non-fatal errors that have been recorded during the tests are output to the external testing and testing device 3 during the tests, so that a person evaluating the test result can obtain an image of the state from this sporadic, non-fatal error data of the missile 1, even if these failures did not contribute to the "NOGO" decision.
  • the person evaluating the test can thus draw conclusions about the condition of the missile, so that on the basis of this data, certain maintenance or repair work on the missile can be made so that it has no fatal error in a possible later test.
  • step 105 it is verified whether the component just tested has been the last component to be tested. If this is not the case, the next component is tested and the test starts again for this next component with step 101.
  • step 105 the decision "yes” will be made, whereupon the entire test cycle 100 will be completed with a positive "GO" message sent to the external test and test device 3 is forwarded.
  • the sporadic, non-fatal errors and the technical times are also output by the testing and checking device 3 in step 107, so that, if the test result of the test person is positive, data are available on the basis of which data will possibly be available shortly Repairs or maintenance can be determined.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Monitoring And Testing Of Transmission In General (AREA)
  • Walking Sticks, Umbrellas, And Fans (AREA)
  • Accommodation For Nursing Or Treatment Tables (AREA)
  • Length Measuring Devices By Optical Means (AREA)

Description

    TECHNISCHES GEBIET
  • Die vorliegende Erfindung betrifft ein Verfahren zur Überprüfung der Funktionsfähigkeit von unbemannten, bewaffneten Flugkörpern nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1.
    • STAND DER TECHNIK
  • Ein derartiges Verfahren ist beispielsweise aus der DE 10 2004 042 990 A1 bekannt. Das dort offenbarte Verfahren sieht vor, dass im Falle des Auftretens eines fatalen Fehlers, das heißt eines Fehlers, der zur Nichteinsatzfähigkeit des Flugkörpers führt, eine Fehlermeldung ausgegeben wird, aus der hervorgeht, in welcher Baugruppe der fatale Fehler aufgetreten ist. Für eine detaillierte Fehleranalyse muss der Flugkörper dann in den inerten Zustand (ohne den Gefechtskopf und andere pyrotechnische Elemente) umgerüstet werden, wobei allein durch diese Umrüstung der Zustand, in dem der Fehler aufgetreten ist, verändert wird. Dadurch kann es vorkommen, dass der Fehler nach der Umrüstung des Flugkörpers in den inerten Zustand nicht mehr auftritt oder sich das Fehlerbild ändert.
    • DARSTELLUNG DER ERFINDUNG
  • Es ist daher die Aufgabe der vorliegenden Erfindung, ein gattungsgemäßes Verfahren zur Überprüfung der Funktionsfähigkeit von unbemannten, bewaffneten Flugkörpern anzugeben, das es gestattet, gefahrlos auch an einem mit dem Gefechtskopf und pyrotechnischen Elemente ausgestatteten Flugkörper eine Überprüfung der Funktionsfähigkeit vorzunehmen.
  • Diese Aufgabe wird durch das im Patentanspruch 1 angegebene Verfahren gelöst.
    • VORTEILE
  • Durch die erfindungsgemäße Ausgabe eines ein Fehlerbild einer defekten Komponente bildenden Fehlerprotokolls beim Auftreten eines fatalen Fehlers, das den identifizierten Fehler sowie alle relevanten Informationen aus der defekten Komponente sowie aus der Umgebung der defekten Komponente umfasst, steht ein gegenüber dem aus dem Stand der Technik bekannten Verfahren verbessertes, aussagekräftigeres Verfahren zur Verfügung, welches sich insbesondere durch seine detaillierten Fehlerinformationen des Fehlerprotokolls auszeichnet. Darüberhinaus wird durch das Aufzeichnen und das nach Ablauf des Tests erfolgende Ausgeben der während des Tests aufgetretenen sporadischen Fehler und der nicht-fatalen Fehler Information über den Zustand des Flugkörpers zur Verfügung gestellt, aus der der Fachmann sich anbahnende Fehler oder Verschleiß- oder Alterungserscheinungen ableiten kann.
  • Vorteilhafte Weiterbildungen des erfindungsgemäßen Verfahrens sind in den verbleibenden Ansprüchen angegeben.
  • Vorteilhaft ist es, wenn während der Überprüfung die jeweilige Zeitdauer von technischen Vorgängen innerhalb des Flugkörpers gemessen und in einer Speichereinrichtung des Flugkörpers gespeichert und nach Abschluss der Überprüfung über eine Flugkörper-Schnittstelle ausgegeben wird, auch wenn die Überprüfung ohne das Auftreten eines fatalen Fehlers abgeschlossen worden ist und somit zu einer Freigabe des Flugkörpers geführt hat. Die Überprüfung und die Protokollierung der Zeitdauer von technischen Vorgängen innerhalb des Flugkörpers ermöglicht weiterhin eine grundlegende Analyse unkritischer, nicht optimaler Funktionen und sich anbahnender Verschleißerscheinungen.
  • Vorzugsweise wird die Überprüfung für zumindest einige der folgenden Komponenten eines Flugkörpers durchgeführt: inertiale Messeinheit, Satellitennavigationseinheit, Höhenmesser, Gefechtskopf, Infrarot-Zielsuchkopf, Ziel-Abstandsmesser, Triebwerk, Rudermaschinen, Steuerrechner des Flugkörpers.
  • In einer bevorzugten Realisierung des erfindungsgemäßen Verfahrens wird während der Überprüfung der Komponenten des Flugkörpers für jede Komponente ein Einschalttest, ein ausgelöster Selbsttest und ein kontinuierlicher Test während einer Missionssimulation durchgeführt.
  • Eine vorteilhafte Weiterbildung des erfindungsgemäßen Verfahrens zeichnet sich dadurch aus, dass während der Überprüfung des Flugkörpers die inertiale Messeinheit getestet wird, indem die durch die inertiale Messeinheit gemessenen Beschleunigungen und Drehraten mit der wirkenden Erdbeschleunigung und Erdrotation verglichen werden.
  • Vorzugsweise werden während der Überprüfung des Flugkörpers die Rudermaschinen getestet, wozu der Test eine Bedienperson durch einen Dialog führt und die Bedienperson jede vom Test vorgegebene und dann von ihr vorgenommene Aktion zu bestätigen hat, wobei der Test die folgenden Schritte aufweist:
    • Lösen der Ruder von den diese am Flugkörper haltenden Bolzen,
    • sequenzielles, manuelles Entriegeln einer jeden Rudermaschine,
    • einzelnes Ansteuern einer jeden Rudermaschine mit einem Sollwert und automatische Überprüfung, ob dieser Sollwert von der Rudermaschine erreicht worden ist,
    • gleichzeitige Bewegung mehrerer Rudermaschinen mit entsprechender Sollwertüberprüfung,
    • Zurücksteuern der Rudermaschinen auf ihre Neutralposition von 0° Ruderausschlag.
  • Bevorzugt ist es auch, wenn während der Überprüfung des Flugkörpers der Detektor des Zielsuchkopfes getestet wird, indem bei konstantem Szenario geprüft wird, ob die gemessenen Pixelgrauwerte mit erhöhter Integrationszeit entsprechend linear ansteigen.
  • Eine weitere bevorzugte Ausführungsform des Verfahrens zeichnet sich dadurch aus, dass während der Überprüfung des Flugkörpers die Zielerfassungsfunktion des Infrarot-Zielsuchkopfes getestet wird, wobei die folgenden Schritte ausgeführt werden:
    • Anordnen einer Landmarken-Maske mit eingravierten Zielkonturen in einem definierten Abstand vor dem Infrarot-Zielsuchkopf,
    • Kühlung des Infrarot-Zielsuchkopfes,
    • Laden eines Test-Missionsplans, der eine entsprechende Landmarke aufweist, in den Steuerrechner des Flugkörpers,
    • Prüfen ob und wie schnell der Infrarot-Zielsuchkopf eine Übereinstimmung der im Missionsplan vorgegebenen Landmarke mit der in die Landmarken-Maske eingravierten Zielkontur feststellt.
  • Eine bevorzugte Vorrichtung zur Durchführung des erfindungsgemäßen Verfahrens zeichnet sich durch ihren modularen Aufbau und die sich daraus ergebende mobile Einsetzbarkeit aus.
  • Bevorzugte Ausführungsbeispiele der Erfindung mit zusätzlichen Ausgestaltungsdetails und weiteren Vorteilen sind nachfolgend unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnung näher beschrieben und erläutert.
    • KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGEN
  • Es zeigt:
    • Fig. 1
    eine schematische Darstellung des Test-Aufbaus für das erfindungsgemäße Verfahren und
    Fig. 2
    ein Flussdiagramm des Verfahrensablaufs des erfindungsgemäßen Verfahrens.
    DARSTELLUNG VON BEVORZUGTEN AUSFÜHRUNGSBEISPIELEN
  • Fig. 1 zeigt in schematischer Darstellung einen Flugkörper 1, eine externe Simulationseinheit 2, eine externe Test- und Prüfeinheit 3 sowie weitere und noch erläuterte Komponenten.
  • Der Flugkörper 1 weist einen Rumpf 10, Tragflächen 11, Ruderklappen 12, 13, zumindest ein Triebwerk, von dem in der Fig. 1 nur der rechte Lufteinströmkanal 14 dargestellt ist, und an seinem vorderen Ende einen Infrarot-Zielsuchkopf 15 auf. Im vorderen Rumpfbereich 16 ist im Inneren des Rumpfes eine Testeinheit (TLP) vorgesehen, die über eine hinter einer Rumpfklappe befindliche Schnittstelle 16' mit außerhalb des Flugkörpers 1 vorgesehenen Komponenten verbindbar ist. Der Flugkörper ist im Inneren des Rumpfes mit einem oder mehreren Gefechtsköpfen (zum Beispiel Vorhohlladung oder Penetrator) versehen. An der Oberseite des Rumpfes sind zwei Aufhängevorrichtungen 17, 17' angebracht mit denen der Flugkörper 1 an einem Trägerflugzeug, beispielsweise am dortigen Bombenpylon, angehängt werden kann. Eine weitere Schnittstelle 18 ist an der Oberseite des Flugkörpers 1 vorgesehen, über welche der Flugkörper im Einsatz mit dem ihn tragenden Luftfahrzeug verbunden ist (Umbilical-Schnittstelle) und die im vorliegenden Verfahren zum Datenaustausch mit der Simulationseinheit 2 genutzt wird.
  • Die Simulationseinheit 2, auch "Umbilical-Box" genannt, enthält einen Computer 20, beispielsweise einen Laptop, und eine Vorrichtung zur Signalverteilung und Signalzusammenführung 21. Der Computer 20 wird über eine nach außen geführte Stromversorgungsleitung 22 mit dem üblichen Stromnetz verbunden, er kann aber auch unabhängig vom Stromnetz mittels Akkumulatoren betrieben werden. Des weiteren ist der Computer 20 über eine interne Datenaustauschleitung 23 mit der Vorrichtung 21 zur Signalverteilung und Signalzusammenführung verbunden.
  • Der Vorrichtung 21 zur Signalverteilung und Signalzusammenführung wird über eine Antennenleitung 24 von außen das Signal einer Satellitennavigationsantenne 25 beispielsweise einer GPS-Antenne, zugeführt. Schließlich ist die Vorrichtung 21 zur Signalverteilung und Signalzusammenführung über eine elektrische Leitungsverbindung 26 mit einer im Luftfahrtbereich üblichen Stromversorgung 27 von 3x115V 400Hz verbunden.
  • Die Vorrichtung 21 zur Signalverteilung und Signalzusammenführung der Simulationseinheit 2 ist mit einem Verbindungskabel 28, dem so genannten "Umbilical-Kabel", mit der Umbilical-Schnittstelle 18 des Flugkörpers 1 verbunden. Mit dem in der Simulationseinheit 2 vorhandenen Computer 20 kann dann mit dem Flugkörper 1 auf die gleiche Weise (zum Beispiel über Milbus oder diskrete Leitungen gemäß Mil-Standard 1760) wie mit einem Trägerflugzeug kommuniziert und interagiert werden.
  • Die externe Test- und Prüfeinheit 3, die auch als "TLP-Box" bezeichnet wird, enthält einen Computer 30 und eine Vorrichtung 31 zur Signalverteilung und Signalzusammenführung.
  • Der Computer 30 ist über eine herkömmliche Stromversorgungsleitung 32 mit einem üblichen Stromnetz verbunden, er kann aber auch mittels Akkumulatoren unabhängig vom Stromnetz betrieben werden. Der Computer 30 und die Vorrichtung 31 zur Signalverteilung und Signalzusammenführung sind innerhalb der Test- und Prüfeinheit 3 über ein internes Datenaustauschkabel 33 miteinander verbunden und können über dieses Kabel Daten austauschen.
  • Die Vorrichtung 31 zur Signalverteilung und Signalzusammenführung der Test- und Prüfeinheit 3 steht über ein Datenkabel 34, das sogenannte "TLP-Kabel", mit der Schnittstelle 16' die im vorderen Rumpfbereich 16 des Flugkörpers 1 vorgesehen ist, und darüber mit dem im Rumpf 10 vorgesehenen Bordrechner des Flugkörpers 1 über ein Kommunikationselement 16" (TLP) zum Datenaustausch in Verbindung. Die von dem im Flugkörper 1 vorgesehenen Kommunikationselement 16" (TLP) während und nach der Durchführung einer Überprüfung des Flugkörpers 1 ausgegebenen Daten werden über die Datenleitung 34 an die Test- und Prüfeinheit 3 und insbesondere an den darin enthaltenen Computer 30 zur Anzeige und zur weiteren Auswertung ausgegeben.
  • Zusätzlich zur externen Simulationseinheit 2 und der externen Test- und Prüfeinheit 3 ist ein externes Kühlgefäß 4 vorgesehen, welches über eine Kühlleitung 40 mit einer im Flugkörper vorgesehenen Kühleinrichtung für den Infrarot-Zielsuchkopf 15 verbunden ist, um diesen während der Durchführung der Überprüfung zu kühlen.
  • Des weiteren kann, wie durch die gestrichelte Datenleitung 50 dargestellt ist eine Vorrichtung 5 zum Laden von Missionsdaten in einen Bordrechner des Flugkörpers 1 über die Schnittstelle 16' mit dem Bordrechner des Flugkörpers 1 verbunden sein. Mit dieser Vorrichtung, die auch als "Ground Loader Unit" (GLU) bezeichnet wird, kann ein Missionsplan für eine zu fliegende Mission (hier im dargestellten bevorzugten Ausführungsbeispiel ein spezieller Test-Missionsplan) in den Bordrechner des Flugkörpers 1 geladen werden. Unter Missionsdaten sind Daten zu verstehen, die der Flugkörper zur Erreichung seines Ziels benötig, also Daten für die Navigation, die Flugbahn, aber auch Daten über anzufliegende Ziele, beispielsweise Bilder oder Modelle bestimmter Landmarken oder Bilder oder ein Modell des anzufliegenden Ziels.
  • In Fig. 1 ist außerdem in einem Abstand vor der Nase des Flugkörpers 1, also vor dem Infrarot-Zielsuchkopf 15, eine Landmarken-Maske 19 gezeigt, die mit eingravierten Zielkonturen versehen ist und zum Überprüfen des Infrarot-Zielsuchkopfs 15 dient. Die in die Landmarken-Maske 19 eingravierten Zielkonturen entsprechen dem Zielbild beziehungsweise dem Zielmodell, das mittels der GLU 5 in den Zielspeicher des Bordrechners des Flugkörpers 1 eingespielt worden ist.
  • Schließlich ist der Flugkörper 1 über eine Antennenleitung 60 mit einer externen Satellitennavigationsantenne 6 verbunden, die den flugkörpereigenen Bordrechner mit Satellitennavigationsdaten versorgt.
  • Weiterhin ist eine Verzögerungseinrichtung 45 für einen im unteren vorderen Rumpfbereich des Flugkörpers 1 angeordneten Radarhöhenmesser vorgesehen. Die Verzögerungseinrichtung 45 wird im Bereich des Radarhöhenmessers unterhalb des Flugkörpers 1 angeordnet. Sie besteht aus zwei Antennen, die über eine Verzögerungsleitung (RALT Delay Line) von definierter Länge (beispielsweise 31,6 m) miteinander verbunden sind. Der Radarhöhenmesser des Flugkörpers 1 emittiert in die erste Antenne, wobei die elektromagnetischen Impulse über die Verzögerungsleitung zur zweiten Antenne geleitet werden, die dann die Impulse an die Antenne des Radarhöhenmessers wieder abgibt. Wenn die Verzögerungseinrichtung 45 für den Radarhöhenmesser, wie in der Fig. 1 gezeigt, unter diesem positioniert ist, kann im Flugkörper 1 geprüft werden, ob der Radarhöhenmesser die vorgegebene Länge der Verzögerungsleitung (im Beispiel 31,6 m) als gemessene Höhe ermittelt. Auf diese Weise kann mit der Verzögerungseinrichtung 45 für den Radarhöhenmesser die Messfunktion des Radarhöhenmessers getestet werden.
  • Die Vorrichtung zur Durchführung der Überprüfung des Flugkörpers 1 ist modulartig aufgebaut und besteht aus mehreren mobilen Einrichtungen, im wesentlichen aus der Simulationseinheit 2 und der Test- und Prüfeinheit 3, die beispielsweise jeweils in einem Koffer untergebracht sein können und somit leicht transportierbar sind, sodass die Überprüfung auch vor Ort, beispielsweise in einem Materialdepot oder auf einem Fliegerhorst kurz vor Einsatz des Flugkörpers erfolgen kann. Ein weiterer Koffer 7, der in Fig. 1 ebenfalls nur schematisch dargestellt ist, dient zur Aufnahme der Verbindungskabel, der Verzögerungseinrichtung 45 für den Radarhöhenmesser, der Landmarkenmaske sowie weiterer Einzelteile, sodass die gesamte Einrichtung zur Überprüfung des Flugkörpers 1 in insgesamt drei Koffern transportiert werden kann.
  • Der Ablauf der Überprüfung wird nun anhand des in Fig. 2 dargestellten Flussdiagramms beschrieben.
  • Der Verfahrensablauf im Flussdiagramm der Fig. 2 beginnt nach dem Start des Tests mit dem eigentlichen Prüfdurchlauf 100, der eine Mehrzahl von Tests aufweist, die nacheinander oder parallel für unterschiedliche zu überprüfende Komponenten des Flugkörpers 1 durchgeführt werden. Zunächst erfolgt für eine erste Komponente ein Einschalttest 101, in dem die Komponente ihre Basis-Funktionen selbständig testet. Dann folgt im Schritt 102 ein ausgelöster Selbsttest 102 der Komponente, der vom Bordrechner des Flugkörpers kommandiert wird und in dem das komplette Testspektrum der isolierten Komponente aktiviert wird. Im nachfolgenden Schritt 103 erfolgt dann ein unter einer Simulation eines vorhandenen Trägerflugzeugs und einer in den Computer des Flugkörpers 1 geladenen Missionssoftware durchgeführter kontinuierlicher Test der entsprechenden Komponente, wobei insbesondere die Funktionsfähigkeit von eventuell in der Komponente vorhandenen Sensoren, Detektoren oder Aktuatoren geprüft wird. Parallel dazu erfolgen im Schritt 103a Tests von Komponenten-Gruppen und von Funktionsketten.
  • Nach Ablauf dieser drei Tests erfolgt eine Entscheidung, ob bei einem der Tests ein fataler Fehler aufgetreten ist, das heißt ein Fehler, der den Flugkörper nichteinsatzfähig macht. Ist dies der Fall, so wird ein "NOGO"-Signal an die externe Prüf- und Testeinrichtung 3 zusammen mit einem vollständigen Fehlerbild dieser soeben getesteten Komponente, die zu dem "NOGO" geführt hat, übertragen und von dieser über eine Anzeigeeinrichtung im Schritt 106 ausgegeben. Dieses komplette Fehlerbild beinhaltet im wesentlichen ein vollständiges Protokoll der einzelnen durchgeführten Tests mit ihren jeweiligen Ergebnissen sowie die Fehler-Ursache der als defekt gemeldeten Komponente inklusive aller relevanten Informationen aus der defekten Komponente sowie aus der Umgebung der defekten Komponente.
  • Die NOGO-Überprüfung kann auch in allen drei Schritten 101, 102, 103 kontinuierlich erfolgen.
  • Des weiteren werden an die externe Prüf- und Testeinrichtung 3 während der Tests aufgetauchte sporadische, nicht-fatale Fehler, die aufgezeichnet worden sind, ausgegeben, sodass sich eine das Testergebnis auswertende Person anhand dieser sporadischen, nicht-fatalen Fehlerdaten ein Bild über den Zustand des Flugkörpers 1 machen kann, auch wenn diese Fehler nicht zu der "NOGO"-Entscheidung beigetragen haben. Die den Test auswertende Person kann daraus Schlüsse über den Zustand des Flugkörpers ziehen, sodass aufgrund dieser Daten bestimmte Wartungs- oder Reparaturarbeiten am Flugkörper vorgenommen werden können, damit dieser bei einem eventuellen späteren Test keinen fatalen Fehler aufweist.
  • Auch werden während des Testdurchlaufs technische Zeiten einzelner im Flugkörper 1 oder dessen Steuerrechner ablaufender Prozesse gemessen, protokolliert und an die externe Test- und Prüfeinrichtung ausgegeben. Auch aus diesen technischen Zeiten kann eine das Testergebnis analysierende Person Schlüsse über den Zustand des Flugkörpers ziehen und so rechtzeitig Wartungsarbeiten anordnen.
  • Ist bei den Tests 101 bis 103 kein fataler Fehler aufgetreten, so wird in einem weiteren Schritt 105 verifiziert, ob die soeben getestete Komponente die letzte zu testende Komponente gewesen ist. Ist dies nicht der Fall, so wird zum Test der nächsten Komponente übergegangen und der Test beginnt für diese nächste Komponente mit dem Schritt 101 von neuem.
  • Ist die soeben getestete Komponente die letzte zu testende Komponente gewesen, so wird im Schritt 105 die Entscheidung "Ja" fallen, woraufhin dann der gesamte Testzyklus 100 mit einer positiven "GO"-Meldung abgeschlossen wird, die an die externe Test- und Prüfeinrichtung 3 weitergeleitet wird. Zugleich werden auch die sporadischen, nicht-fatalen Fehler und die technischen Zeiten im Schritt 107 von der Test- und Prüfeinrichtung 3 ausgegeben, sodass auch, bei positivem, bestandenen Testergebnis der den Test analysierenden Person Daten zur Verfügung stehen, anhand derer eventuell in Kürze anstehende Reparaturen oder Wartungen ermittelt werden können.
  • Durch dieses erfindungsgemäße Verfahren wird somit nicht nur ein mobiler Test zur Überprüfung der Funktionsfähigkeit von unbemannten, bewaffneten Flugkörpern geschaffen, der auch außerhalb von stationären Fertigungs- oder Wartungseinrichtungen für den Flugkörper 1 einsetzbar ist, sondern es werden darüber hinaus ein Test und ein Testverfahren angegeben, mit welchem auch für Flugkörper, die den eigentlichen Test bestanden haben, im Vorfeld bereits Hinweise auf den Zustand des Flugkörpers erhalten werden können, die möglicherweise künftig zu einer Fehlfunktion oder einer Leistungs-Reduktion führen können oder die einen Hinweis auf fällige Wartungsarbeiten geben können.
  • Bezugszeichen in den Ansprüchen, der Beschreibung und den Zeichnungen dienen lediglich dem besseren Verständnis der Erfindung und sollen den Schutzumfang nicht einschränken.
    • Bezugszeichenliste
  • Es bezeichnen:
    • 1
    Flugkörper
    2
    Simulationseinheit
    3
    Test- und Prüfeinheit
    4
    Kühlgefäß
    5
    Vorrichtung zum Laden von Missionsdaten
    6
    Satellitennavigationsantenne
    7
    Koffer
    10
    Rumpf
    11
    Tragflächen
    12
    Ruderklappen
    13
    Ruderklappen
    14
    Triebwerke
    15
    Infrarot-Zielsuchkopf
    16
    vorderer Rumpfbereich
    16'
    Schnittstelle
    16"
    interne Testeinheit (TLP)
    17
    Aufhängevorrichtung
    17'
    Aufhängevorrichtung
    18
    weitere Schnittstelle
    19
    Landmarkenmaske
    20
    Computer
    21
    Vorrichtung zur Signalverteilung und Signalzusammenführung
    22
    Stromversorgungsleitung
    23
    Datenaustauschleitung
    24
    Antennenleitung
    25
    Satellitennavigationsantenne
    26
    elektrische Leitungsverbindung
    27
    Stromversorgung
    28
    Verbindungskabel
    30
    Computer
    31
    Vorrichtung zur Signalverteilung und Signalzusammenführung
    33
    Datenaustauschkabel
    34
    Datenkabel
    40
    Kühlleitung
    50
    Datenleitung
    60
    Antennenleitung
    100
    Prüfdurchlauf
    101
    Selbsttest
    102
    Einschalttest
    103
    kontinuierlicher Test
    104
    erster Entscheidungsschritt
    105
    zweiter Entscheidungsschritt
    106
    NOGO-Fehler- und Datenausgabe
    107
    GO-Datenausgabe

Claims (9)

  1. Verfahren zur Überprüfung der Funktionsfähigkeit von unbemannten, bewaffneten Flugkörpern (1),
    - wobei der Flugkörper (1) eine Vielzahl von elektronischen Komponenten aufweist,
    - wobei der Flugkörper (1) Kommunikationsschnittstellen zur Kommunikation von zumindest einem Teil der Komponenten mit außerhalb des Flugkörpers (1) vorgesehenen Einrichtungen aufweist,
    - wobei zumindest einige der Komponenten Sensoren und Aktuatoren aufweisen,
    - wobei der Flugkörper (1) während der Überprüfung von außen mit Energie, Daten und Kühlmittel versorgt wird,
    - wobei die Überprüfung zumindest
    die Funktionsfähigkeit der Sensoren und Aktuatoren des Flugkörpers (1) und
    die Kommunikation des Flugkörpers (1) über seine Kommunikationsschnittstellen umfasst,
    dadurch gekennzeichnet,
    - dass während der Überprüfung festgestellte Fehler kategorisiert werden in:
    sporadisch auftretende Fehler,
    nicht-fatale Fehler und
    fatale Fehler,
    - dass beim Auftreten eines fatalen Fehlers einer Komponente ein Abbruch der Überprüfung erfolgt und eine Fehlermeldung sowie ein ein Fehlerbild dieser Komponente bildendes Fehlerprotokoll über eine Flugkörper-Schnittstelle ausgegeben wird,
    - dass sporadisch auftretende Fehler und nicht-fatale Fehler in einer Speichereinrichtung des Flugkörpers (1) gespeichert und nach Abschluss der Überprüfung über eine Flugkörper-Schnittstelle ausgegeben werden, auch wenn die Überprüfung ohne das Auftreten eines fatalen Fehlers abgeschlossen worden ist und somit zu einer Freigabe des Flugkörpers (1) geführt hat.
  2. Verfahren nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet,
    - dass während der Überprüfung die jeweilige Zeitdauer von technischen Vorgängen innerhalb des Flugkörpers (1) gemessen und in einer Speichereinrichtung des Flugkörpers (1) gespeichert und nach Abschluss der Überprüfung über eine Flugkörper-Schnittstelle ausgegeben wird, auch wenn die Überprüfung ohne das Auftreten eines fatalen Fehlers abgeschlossen worden ist und somit zu einer Freigabe des Flugkörpers (1) geführt hat.
  3. Verfahren nach Anspruch 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass die Überprüfung zumindest für einige der folgenden Komponenten eines Flugkörpers (1) durchgeführt wird:
    - inertiale Messeinheit,
    - Satellitennavigationseinheit,
    - Höhenmesser,
    - Gefechtskopf,
    - Infrarot-Zielsuchkopf (15)
    - Ziel-Abstandsmesser,
    - Triebwerk,
    - Rudermaschinen,
    - Steuerrechner des Flugkörpers (1).
  4. Verfahren nach Anspruch 1, 2 oder 3,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass während der Überprüfung der Komponenten des Flugkörpers (1) für jede Komponente
    - ein Einschalttest (102),
    - ein ausgelöster Selbsttest (101),
    - ein kontinuierlicher Test (103) während einer Missionssimulation sowie
    - Tests von Komponenten-Gruppen und daher von Funktionsketten durchgeführt werden.
  5. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass während der Überprüfung des Flugkörpers (1) die inertiale Messeinheit und der Navigationsrechner getestet werden, indem die durch die inertiale Messeinheit gemessenen Beschleunigungen und Drehraten mit der wirkenden Erdbeschleunigung und Erdrotation verglichen werden.
  6. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass während der Überprüfung des Flugkörpers (1) die Rudermaschinen, ein lokaler Steuerrechner und der Bordrechner getestet werden, wozu der Test eine Bedienperson durch einen Dialog führt und die Bedienperson jede vom Test vorgegebene und dann von ihr vorgenommene Aktion zu bestätigen hat, wobei der Test die folgenden Schritte aufweist:
    - Lösen der Ruder von den diese am Flugkörper (1) haltenden Bolzen,
    - sequenzielles, manuelles Entriegeln einer jeden Rudermaschine,
    - einzelnes Ansteuern einer jeden Rudermaschine mit einem Sollwert und automatischer Überprüfung, ob dieser Sollwert von der Rudermaschine erreicht worden ist,
    - gleichzeitige Bewegung mehrerer Rudermaschinen mit entsprechender Sollwertüberprüfung,
    - Zurücksteuern der Rudermaschine auf ihre Neutralposition von 0° Ruderausschlag.
  7. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass während der Überprüfung des Flugkörpers (1) der Detektor des Infrarot-Zielsuchkopfes (15), insbesondere dessen Kamera, der Bildverarbeitungsrechner und der Bordrechner getestet werden, indem bei konstantem Szenario geprüft wird, ob die gemessenen Pixelgrauwerte mit erhöhter Integrationszeit entsprechend linear ansteigen.
  8. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    dadurch gekennzeichnet,
    dass während der Überprüfung des Flugkörpers (1) die Zielerfassungsfunktion des Zielsuchkopfes (15) getestet wird, wobei die folgenden Schritte ausgeführt werden:
    - Anordnen einer Landmarken-Maske (19) mit eingravierten Zielkonturen in einem definierten Abstand vor dem Infrarot-Zielsuchkopf (15),
    - Kühlung des Infrarot-Zielsuchkopfes (15),
    - Laden eines Test-Missionsplans, der eine entsprechende Landmarke aufweist, in den Steuerrechner des Flugkörpers (1),
    - Prüfen ob und wie schnell der Infrarot-Zielsuchkopf (15) eine Übereinstimmung der im Missionsplan vorgegebenen Landmarke mit der in die Landmarkenmaske (19) eingravierten Zielkontur feststellt.
  9. Vorrichtung zur Durchführung eines Verfahrens nach einem der vorhergehenden Ansprüche mit
    - einer Simulationseinheit (2), die mit einer ersten Schnittstelle (18) des Flugkörpers (1) verbindbar ist, und
    - einer Test- und Prüfeinheit (3), die mit einer zweiten Schnittstelle (16') des Flugkörpers (1) verbindbar ist,
    wobei die Simulationseinheit (2) und die Test- und Prüfeinheit (3) jeweils als mobile, vorzugsweise tragbare, Einrichtung ausgebildet sind.
EP07016887A 2006-09-01 2007-08-29 Verfahren zur Überprüfung der Funktionsfähigkeit von unbemannten, bewaffneten Flugkörpern Active EP1895265B1 (de)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE102006041140A DE102006041140B4 (de) 2006-09-01 2006-09-01 Verfahren zur Überprüfung der Funktionsfähigkeit von unbemannten, bewaffneten Flugkörpern

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP1895265A1 EP1895265A1 (de) 2008-03-05
EP1895265B1 true EP1895265B1 (de) 2009-10-07

Family

ID=38740168

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP07016887A Active EP1895265B1 (de) 2006-09-01 2007-08-29 Verfahren zur Überprüfung der Funktionsfähigkeit von unbemannten, bewaffneten Flugkörpern

Country Status (5)

Country Link
EP (1) EP1895265B1 (de)
AT (1) ATE445139T1 (de)
DE (2) DE102006041140B4 (de)
ES (1) ES2334840T3 (de)
NO (1) NO339520B1 (de)

Families Citing this family (20)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE102006054340A1 (de) 2006-11-17 2008-05-21 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Verfahren zur Überprüfung der Interaktionsfähigkeit zwischen einem Luftfahrzeug und einem mit diesem koppelbaren bewaffneten, unbemannten Flugkörper
DE102008017975A1 (de) * 2008-04-10 2009-10-15 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Unbemannter Flugkörper und Verfahren zur Flugführung
DE102008054264B4 (de) * 2008-10-31 2012-09-13 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Multifunktionale Service- und Testeinrichtung für unbemannte Flugkörper
DE102009040304B4 (de) 2009-09-05 2012-10-04 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Vorrichtung zur Steuerung von Funktionstests und/oder Serviceprozeduren für von Luftfahrzeugen absetzbare unbemannte Flugkörper
DE102010017974A1 (de) * 2010-04-23 2011-10-27 Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh Verfahren zum Simulieren einer Mission eines unbemannten bewaffneten Flugkörpers
DE102010018186B4 (de) * 2010-04-26 2013-11-14 Mbda Deutschland Gmbh Verfahren zur Fehlererfassung eines im Tragflug an einem Trägerflugzeug angekoppelten, unbemannten Flugkörpers sowie unbemannter Flugkörper
DE102010024541B4 (de) 2010-05-27 2013-11-07 Mbda Deutschland Gmbh Verfahren zur Abfrage von Mess- und/oder Zustandsdaten aus einem Datenspeicher eines scharfen unbemannten Flugkörpers sowie Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
DE102012015363B4 (de) * 2012-08-06 2014-10-23 Mbda Deutschland Gmbh Vorrichtung zur Ermittlung von Fehlern eines zum Tragflug an einem Trägerflugzeug ausgebildeten unbemannten Flugkörpers und Verfahren dazu
CN103309244B (zh) * 2013-05-29 2016-05-04 哈尔滨工程大学 一种欠驱动无人艇半物理仿真系统及其专用仿真方法
CN104122885B (zh) * 2014-07-15 2017-02-01 北京航空航天大学 一种422总线的固液动力飞行器飞行控制测试系统
CN105791056B (zh) * 2016-04-26 2020-01-10 太原罗克佳华工业有限公司 一种机械装置的虚实测试系统
RU2691783C1 (ru) * 2018-07-11 2019-06-18 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия материально-технического обеспечения имени генерала армии А.В. Хрулёва" Устройство подачи боеприпаса на стенд быстрого нагрева
RU2691782C1 (ru) * 2018-07-11 2019-06-18 Федеральное государственное казенное военное образовательное учреждение высшего образования "Военная академия материально-технического обеспечения имени генерала армии А.В. Хрулёва" Установка медленного нагрева боеприпаса
CN109883643A (zh) * 2018-12-21 2019-06-14 中国航天空气动力技术研究院 一种旋转导弹带舵控风洞测力试验方法及系统
CN109737837B (zh) * 2019-01-16 2021-03-23 中国人民解放军陆军工程大学 固定舵弹道修正引信半实物仿真系统
CN109900157B (zh) * 2019-02-22 2021-04-02 中国人民解放军海军工程大学 制导弹药末制导律半实物仿真平台及方法
CN110160415B (zh) * 2019-05-09 2020-07-10 北京理工大学 一种应用于导弹地面联调的远程测试系统及其测试方法
CN112212735A (zh) * 2020-09-27 2021-01-12 中国电子信息产业集团有限公司第六研究所 一种交互式半实物仿真试验系统
CN113188382B (zh) * 2021-05-12 2021-11-19 中国人民解放军海军航空大学航空作战勤务学院 导弹技术准备模拟系统
CN115218732A (zh) * 2022-07-08 2022-10-21 江西洪都航空工业集团有限责任公司 一种基于通导遥一体的导弹批量快速诊断系统及诊断方法

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE58906626D1 (de) * 1988-08-27 1994-02-17 Honeywell Ag Verfahren und Vorrichtung zur Funktionsüberprüfung eines Waffensystems.
CA2100156C (en) * 1992-07-13 1998-07-28 Ronald W. Monk Method and apparatus for missile interface testing
US5721680A (en) * 1995-06-07 1998-02-24 Hughes Missile Systems Company Missile test method for testing the operability of a missile from a launch site
US5971275A (en) * 1996-12-30 1999-10-26 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy System for verifying nuclear warhead prearm/safing signals
DE102004042990B4 (de) * 2004-09-06 2008-11-20 Michael Grabmeier Verfahren und Vorrichtung zum Test eines operationellen Marschflugkörpers in verschiedenen Prüfzenarien mittels Betriebsart Wartung

Also Published As

Publication number Publication date
ATE445139T1 (de) 2009-10-15
NO339520B1 (no) 2016-12-27
DE102006041140B4 (de) 2009-11-26
NO20074450L (no) 2008-03-03
DE102006041140A1 (de) 2008-03-20
DE502007001667D1 (de) 2009-11-19
ES2334840T3 (es) 2010-03-16
EP1895265A1 (de) 2008-03-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1895265B1 (de) Verfahren zur Überprüfung der Funktionsfähigkeit von unbemannten, bewaffneten Flugkörpern
DE102008054264B4 (de) Multifunktionale Service- und Testeinrichtung für unbemannte Flugkörper
DE102009040304B4 (de) Vorrichtung zur Steuerung von Funktionstests und/oder Serviceprozeduren für von Luftfahrzeugen absetzbare unbemannte Flugkörper
EP2253537B1 (de) Unbemannter Flugkörper
EP1923658B2 (de) Verfahren zur Überprüfung der Interaktionsfähigkeit zwischen einem Luftfahrzeug und einem mit diesem koppelbaren bewaffneten, unbemannten Flugkörper
EP1821060B1 (de) Unbemannter Flugkörper und Verfahren zur Positionsbestimmung eines von einem Luftfahrzeug abkoppelbaren unbemannten Flugkörpers
EP3270092B1 (de) Militärisches einsatzfahrzeug mit multifunktionsbedien- und anzeigesystem
EP2645045B1 (de) Verfahren zum Testen einer Wirkeinheit
EP1795858A1 (de) Waffenstations- Testeinheit und Verfahren zum Testen der Einsatzbereitschaft einer Waffenstation eines Luftfahrzeugs
EP2767795A2 (de) Verfahren zum Betrieb eines ruhenden Flugkörpers
DE102004042990B4 (de) Verfahren und Vorrichtung zum Test eines operationellen Marschflugkörpers in verschiedenen Prüfzenarien mittels Betriebsart Wartung
EP2381206B1 (de) Verfahren zur Fehlererfassung eines im Tragflug an einem Trägerflugzeug angekoppelten, unbemannten Flugkörpers sowie unbemannter Flugkörper
DE102015002587B4 (de) Stationäres Testgerät für Flugkörper
EP2390615A1 (de) Verfahren zur Abfrage von Mess-und/oder Zustandsdaten aus einem Datenspeicher eines scharfen unbemannten Flugkörpers sowie Vorrichtung zur Durchführung des Verfahrens
EP2581699B1 (de) Unbemannter Trainings- und Testflugkörper
DE102017123195A1 (de) System und Verfahren zum Navigieren eines Flugzeugs in einer Halle
EP3029413A1 (de) Transport- und lagerbehälter für einen flugkörper
DE102012015364B3 (de) Verfahren zur Fehlererfassung eines im Tragflug an einem Tragflugzeug angekoppelten, unbemannten operationellen Flugkörpers und Flugkörper dafür
DE2740655A1 (de) Automatische suchkopfeinweisung
EP3190378B1 (de) Multifunktionale prüfvorrichtung für eine bewaffnung
EP0969439A2 (de) Piloten-Trainingssystem
DE102021209669A1 (de) Verfahren zum Trainieren eines Künstlichen-Intelligenz-Modells
DE202021104039U1 (de) Prüfgerät für eine Selbstschutzanlage eines Luftfahrzeugs
DE19508705C2 (de) Vorrichtung zum Bestimmen der Schießleistung beim Übungsschießen auf fliegende Zielkörper
DE2263339C3 (de) Anordnung zur Zielvermessung

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MT NL PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA HR MK YU

17P Request for examination filed

Effective date: 20080816

AKX Designation fees paid

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MT NL PL PT RO SE SI SK TR

GRAP Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR1

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MT NL PL PT RO SE SI SK TR

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: EP

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

REF Corresponds to:

Ref document number: 502007001667

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20091119

Kind code of ref document: P

REG Reference to a national code

Ref country code: SE

Ref legal event code: TRGR

REG Reference to a national code

Ref country code: GR

Ref legal event code: EP

Ref document number: 20100400011

Country of ref document: GR

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20091007

NLV1 Nl: lapsed or annulled due to failure to fulfill the requirements of art. 29p and 29m of the patents act
REG Reference to a national code

Ref country code: ES

Ref legal event code: FG2A

Ref document number: 2334840

Country of ref document: ES

Kind code of ref document: T3

LTIE Lt: invalidation of european patent or patent extension

Effective date: 20091007

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: LT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20091007

Ref country code: PT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20100208

Ref country code: IS

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20100207

Ref country code: FI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20091007

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FD4D

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: PL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20091007

Ref country code: LV

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20091007

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: RO

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20091007

Ref country code: NL

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20091007

Ref country code: IE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20091007

Ref country code: BG

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20100107

Ref country code: EE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20091007

Ref country code: DK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20091007

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SK

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20091007

Ref country code: CZ

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20091007

26N No opposition filed

Effective date: 20100708

BERE Be: lapsed

Owner name: LFK-LENKFLUGKORPERSYSTEME G.M.B.H.

Effective date: 20100831

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: MC

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20100831

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: BE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20100831

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: MT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20091007

REG Reference to a national code

Ref country code: CH

Ref legal event code: PL

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: LI

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20110831

Ref country code: CH

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20110831

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: CY

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20091007

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: LU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20100829

Ref country code: HU

Free format text: LAPSE BECAUSE OF FAILURE TO SUBMIT A TRANSLATION OF THE DESCRIPTION OR TO PAY THE FEE WITHIN THE PRESCRIBED TIME-LIMIT

Effective date: 20100408

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R081

Ref document number: 502007001667

Country of ref document: DE

Owner name: MBDA DEUTSCHLAND GMBH, DE

Free format text: FORMER OWNER: LKF-LENKFLUGKOERPERSYSTEME GMBH, 86529 SCHROBENHAUSEN, DE

Effective date: 20130307

REG Reference to a national code

Ref country code: AT

Ref legal event code: MM01

Ref document number: 445139

Country of ref document: AT

Kind code of ref document: T

Effective date: 20120831

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: AT

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20120831

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 9

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 10

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GR

Payment date: 20160822

Year of fee payment: 10

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: TR

Payment date: 20160721

Year of fee payment: 10

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 11

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R084

Ref document number: 502007001667

Country of ref document: DE

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R085

Ref document number: 502007001667

Country of ref document: DE

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20180305

REG Reference to a national code

Ref country code: FR

Ref legal event code: PLFP

Year of fee payment: 12

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: TR

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20170829

P01 Opt-out of the competence of the unified patent court (upc) registered

Effective date: 20230510

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: IT

Payment date: 20230825

Year of fee payment: 17

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: SE

Payment date: 20230821

Year of fee payment: 17

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: ES

Payment date: 20231027

Year of fee payment: 17

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20240830

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20240823

Year of fee payment: 18

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: FR

Payment date: 20240828

Year of fee payment: 18