ES2829023T3

ES2829023T3 - Aparato de test móvil y estacionario para misiles

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Publication number: ES2829023T3
Application number: ES16000133T
Authority: ES
Inventors: Michael Limmer; Thomas Gallhauser; Michael Alois Surauer; Christian Surauer; Franz Geidek
Original assignee: MBDA Deutschland GmbH
Current assignee: MBDA Deutschland GmbH
Priority date: 2015-02-27
Filing date: 2016-01-21
Publication date: 2021-05-28
Anticipated expiration: 2036-01-21
Also published as: US20160252328A1; DE102015002587A1; US9874422B2; EP3062059A1; IL244287B; IL244287A0; DE102015002587B4; EP3062059B1

Abstract

Sistema de test (16) para un misil, que comprende un aparato de test móvil (2) y un aparato de test estacionario (1) para un misil, donde el aparato de test móvil (2) presenta: una plataforma de vuelo (11), un dispositivo de soporte (12) fijado en la plataforma de vuelo (11) para un objeto en ensayo de aviónica (3) del misil, donde el dispositivo de soporte (12) permite un movimiento del objeto en ensayo de aviónica (3) en tres grados de libertad en rotación; y un módulo de control (13), donde con el módulo de control (13) se puede excitar la plataforma de vuelo (11) para el seguimiento de una trayectoria de referencia predeterminada (21), el dispositivo de soporte (12) se puede excitar para la orientación rotativa del objeto en ensayo de aviónica (3), y se pueden almacenar los datos generados por el objeto en ensayo de aviónica (3); y donde el aparato de test estacionario (1) presenta: un dispositivo de soporte (4) para un objeto en ensayo de aviónica (3) del misil, donde el dispositivo de soporte (4) permite un movimiento del objeto en ensayo de aviónica (3) en tres grados de libertad en rotación; y un dispositivo de visualización (5) para la representación de la información del entorno del misil, donde el dispositivo de visualización (5) se puede desplazar dentro de un plano virtual por un sistema de carro traslativo (6); donde el dispositivo de visualización (5) se puede detectar por el objeto en ensayo de aviónica (3), cuando el objeto en ensayo de aviónica (3) está dispuesto sobre el dispositivo de soporte (4); donde el aparato de test estacionario (1) presenta una unidad de control (7), con la que se puede controlar un movimiento del dispositivo de soporte (4) y un desplazamiento del dispositivo de visualización (5), a fin de simular el seguimiento de una trayectoria de referencia predefinida (21), y con la que se pueden memorizar los datos generados por el objeto en ensayo de aviónica (3); y donde el aparato de test estacionario (1) se puede hacer funcionar con los datos de simulación (18) obtenidos a partir de datos de medición (17), donde los datos de medición (17) se han detectado durante el funcionamiento del aparato de test móvil (2).

Description

DESCRIPCIÓN

Aparato de test móvil y estacionario para misiles

[0001] La presente invención se refiere a un sistema de test para un misil. En particular, la invención se refiere a un aparato de test estacionario, así como un aparato de test móvil para un misil.

[0002] Para la descripción de la invención se usan las siguientes abreviaturas:

GNC: Guidance, Navigation and Control Guiado, navegación y regulación

NGC: Navigation, Guidance and Control Navegación, guiado y regulación

IMU: Inertial Measurement Unit Sistema de unidad sensora inercial

GPS: Global Positioning System Sistema para la determinación de la posición

CAS: Control Actuator System Sistema de ajuste del timón de un misil

LOS: Line of Sight Línea de visión / eje visual (entre misil y objetivo)

VTOL: vertical take off and landing Capacidad de una aeronave para realizar despegues y aterrizajes verticales

OLED: organic light emitting diode Diodo luminiscente orgánico

DoF: Degree of fredom Número de grados de libertad

[0003] Por el estado de la técnica se conoce que para el desarrollo de los misiles más frecuentes se deben llevar a cabo pruebas de vuelo. A este respecto, las pruebas de vuelo representan un factor de costes en el desarrollo de los misiles, que se trata de reducir, en particular para un aumento de la competitividad. Las pruebas de vuelo están ligadas a un alto esfuerzo financiero debido a un alto uso de personal, así como el uso necesario de equipamiento, infraestructura y aspectos de seguridad. Las pruebas de vuelo tienen propósitos parcialmente contrarios entre sí especialmente en la fase inicial de un proyecto de desarrollo de misiles. Esto se condiciona por los diferentes requerimientos de las distintas disciplinas de vuelo que son partícipes en un desarrollo de misiles. Así, por ejemplo, para el desarrollador GNC es importante poder volar tan lejos como sea posible, a fin de poder testar mientras sea posible la funcionalidad GNC. Por otra parte, un deseo del desarrollo del procesamiento de datos es poder volar de forma tan realista como sea posible hacia un objetivo real, a fin de obtener los datos de imagen para el algoritmo correspondiente. La mayoría de las veces, las pruebas de vuelo son mucho más cortas respecto a su duración temporal, para poder llevar a cabo todos los tests. Según la experiencia, con frecuencia aparecen funcionamientos incorrectos, de modo que las pruebas de vuelo no se pueden comprobar y, por tanto, se deben repetir. Por estos motivos, se pueden reconocer empeños para evitar las pruebas de vuelo y, en lugar de ello, sustituirlas por test de laboratorio.

[0003] En los sistemas de test clásicos de "Hardware in the Loop", que se encuentran en un laboratorio, se imitan los grados de libertad en rotación del misil con una mesa giratoria o un robot. A este respecto, bajo grado de libertad se designa el número de posibilidades de movimiento independientes entre sí del misil. Por consiguiente, el misil presenta seis grados de libertad, dado que este se puede mover en tres direcciones espaciales independientes y se puede rotar en tres ejes independientes entre sí.

[0004] No obstante, debido a la estructura estacionaria en un laboratorio existe la desventaja de que los grados de libertad en traslación y todas las funciones coherentes no se puede testar bajo condiciones realistas. La geometría relativa entre el misil y un objetivo a aproximarse se debe generar de forma artificial, lo que en el estado de la técnica ocurre, por ejemplo, mediante valores del misil calculados por simulación. Estos valores se alimentan de forma artificial luego en la aviónica del misil en lugar de los valores real. Para ello es importante reconocer el comportamiento de los sistemas relevantes, como IMU, buscador, GPS, etc., durante el vuelo.

[0005] En la práctica se ha mostrado que este comportamiento en el vuelo real es con frecuencia esencialmente diferente al comportamiento que se puede observar en el laboratorio. Asimismo, para los buscadores ópticos solo se pueden reajustar de forma insuficiente y artificial las relaciones geométricas importantes para toda la cadena de la reconstrucción de la línea visual y guiado de la línea visual, como ángulo de aspecto, relación de aspecto, aproximación, explosión de imagen o perturbaciones del entorno. Si se quieren datos realistas, p. ej. de un buscador, entonces hay la posibilidad de llevar a cabos vuelos portados en aeronaves, tal como un avión o helicóptero. Estos vuelos portados son muy costosos y con frecuencia más caros que los ensayos de vuelo reales, debido al alto uso de recursos y aspectos de seguridad. Por motivos cinemáticos, con frecuencia no se pueden lograr rutas de vuelo en traslación reales mediante los vuelos portados, especialmente en el caso de misiles tierra - tierra.

[0006] Además, por el estado de la técnica se conoce utilizar misiles no tripulados como objetos de test para un software de navegación. A este respecto, el misil presenta un sistema de navegación fijo, donde en un vuelo estandarizado se puede verificar una respuesta del software de navegación. Un misil de este tipo se conoce en particular por el documento DE 102011 115963 B3.

[0007] El documento "Study on electro-optical jamming effect on TV seekers by flight test" de Gao Wei et al., Optomechatronic Micro/Nano Devices and Components III: 8-10 de octubre de 2007, Lausanne, Suiza, vol. 9233, 14 de julio de 2014, páginas 923309-923309, describe un esquema de test para un avión no tripulado, donde está fijado un buscador óptico en una plataforma de soporte. El avión no tripulado vuela esencialmente a lo largo de una línea recta y los datos de vuelo se registran durante el vuelo, como por ejemplo la curva de vuelo, velocidad y ángulo de elevación. El avión vuela con respecto a un objetivo predeterminado e intenta colocar una nube de nebulización entre el objetivo y el avión no tripulado, de manera que desde la posición del objetivo se impide detectar el avión por medio de técnicas determinadas.

[0008] El documento US 2011/301784 A1 describe un helicóptero de test con dimensiones reducidas, que presenta un piloto automático, un sistema GPS, así como un sistema de navegación.

[0010] El documento "Captive flight test-based infrared validation of a hardware-in-theloop simulation" de Sanders; Roland; Crosby; Saylor y Harrison, Proceedings of the SPIE - The International Society for Optical Engineering, vol. 4027, 26 de abril de 2000, páginas 292-300, describe una simulación de Hardware-in-the-Loop (HWIL), que se basa en los datos que se acumulan por medio de un buscador de infrarrojos.

[0011] El documento "Precision dynamic SAR testbed for tactical missiles", de Smith, Aerospace Conference, 2004, Proceedings. 2004, vol. 4, 6 de marzo de 2004, páginas 2220-2226, describe una disposición de examen estacionaria, que por medio de un sistema de carriles puede simular dos movimientos traslativos.

[0012] El objetivo de la invención es especificar un aparato de test estacionario, así como un aparato de test móviles para un misil, que en el caso de una fabricación sencilla y económica permiten una realización segura y fiable, y a este respecto económica, de tests del misil. Finalmente, el objetivo de la invención es especificar un sistema de test a partir de los aparatos de test mencionados al inicio.

[0013] El objetivo se consigue mediante las características de las reivindicaciones independientes.

[0014] El objetivo se consigue mediante un sistema de test con las características de la reivindicación 1. La plataforma de vuelo es en particular una plataforma de vuelo no tripulada, que de forma especialmente ventajosa no lleva personas. El dispositivo de soporte está fijado en la plataforma de vuelo y sirve para la recepción de un objeto en ensayo de aviónica del misil. A este respecto, el dispositivo de soporte permite un movimiento del objeto en ensayo de aviónica. Con el dispositivo de soporte se puede obtener preferiblemente la línea de visión para el objeto en ensayo de aviónica y la geometría relativa entre el centro de gravedad del misil y el centro de gravedad del objetivo a aproximarse. El módulo de control permite la excitación de la plataforma de vuelo para el seguimiento de una trayectoria de referencia predeterminada. Además, el módulo de control permite excitar el dispositivo de soporte para la orientación del objeto en ensayo de aviónica. Finalmente, con el módulo de control se pueden almacenar los datos de navegación generados por el objeto en ensayo de aviónica. Por ello, con el aparato de test móvil se puede simular un vuelo del misil, donde en particular la velocidad de vuelo de la plataforma de vuelo no se corresponde con la velocidad de vuelo del misil. Por consiguiente, no se posibilita una simulación del vuelo a tiempo real, sino con una velocidad ralentizada. Los datos de navegación almacenados por el módulo de control se pueden utilizar de forma especialmente ventajosa para la simulación con el aparato de test estacionario según la invención.

[0015] Las reivindicaciones dependientes tienen como contenido perfeccionamientos ventajosos de la invención.

[0016] De forma especialmente ventajosa, el dispositivo de soporte del sistema de test es una plataforma de cardán. Por consiguiente se posibilita una orientación sencilla y eficiente del objeto en ensayo de aviónica.

[0017] La plataforma de vuelo es preferible un helicóptero. Por consiguiente, en particular se produce la capacidad de despegues y aterrizajes verticales. De forma especialmente ventajosa, la plataforma de vuelo presenta al menos dos rotores orientados horizontalmente. Dado que para una disposición de este tipo de los rotores es necesaria una regulación de estado, el módulo de control también lleva a cabo, según se describió anteriormente, preferiblemente la excitación en la plataforma de vuelo, de modo que con la regulación de estado llevada a cabo por el módulo de control se posibilita un vuelo estable con la plataforma de vuelo.

[0018] La invención se refiere por lo tanto a un sistema de test para un misil, donde el sistema de test comprende un aparato de test estacionario y un aparato de test móvil. El aparato de test estacionario comprende en particular un dispositivo de sujeción y un dispositivo de visualización. El dispositivo de sujeción sirve en particular para la recepción de un objeto en ensayo de aviónica del misil, donde el dispositivo de sujeción permite un movimiento del objeto en ensayo de aviónica en tres grados de libertad en rotación. El dispositivo de visualización sirve para la representación de la información del entorno del misil. El dispositivo de visualización se puede desplazar dentro de un plano virtual, en particular por un sistema de carro traslativo. Por consiguiente, el dispositivo de visualización se puede desplazar en dos grados de libertad en traslación, por lo que se pueden simular dos grados de libertad en traslación del misil. En particular, de esta manera se pueden simular los grados de libertad en traslación del misil perpendicularmente a un eje longitudinal del misil, o eje de visión del objeto en ensayo de aviónica. Para ello está previsto que el dispositivo de visualización se puede detectar por el objeto en ensayo de aviónica, cuando el objeto en ensayo de aviónica está dispuesto sobre el dispositivo de sujeción. Si el dispositivo de visualización se desplaza, según se ha descrito, entonces se le sugiere al buscador un movimiento traslativo del misil. El dispositivo de visualización mismo simula un movimiento traslativo del misil en una tercera dirección de movimiento, donde esta tercera dirección de movimiento está orientada en particular en paralelo a un eje longitudinal del misil, o al eje de visión del objeto en ensayo de aviónica. Así en particular, está prevista una pantalla OLED como dispositivo de visualización, en la que se puede representar la información del entorno a tiempo real por un sistema de vídeo. De esta manera se puede simular un vuelo del misil de forma fiel a la realidad, por lo que también se pueden simular de forma cercana a la realidad relaciones geométricas, como ángulo de aspecto, relación de aspecto, aproximación, explosión de imagen o perturbaciones del entorno, como cambio de las relaciones de luz. Los datos necesarios de forma síncrona para el objeto en ensayo de aviónica, como en particular los datos IMU, se sueldan de forma preferiblemente artificial en el objeto en ensayo de aviónica.

[0019] El aparato de test estacionario presenta preferiblemente una unidad de control. Con la unidad de control se puede controlar un movimiento del dispositivo de sujeción y un desplazamiento del dispositivo de visualización. Además, preferiblemente está previsto que con la unidad de control se puedan controlar el sistema de vídeo mencionado anteriormente y, por consiguiente, la visualización del dispositivo de visualización. De esta manera, en particular se puede simular el seguimiento de una trayectoria de referencia predefinida, donde con la unidad de control se pueden memorizar los datos de navegación generados por el objeto en ensayo de aviónica. De forma especialmente preferida, el comportamiento del misil durante el seguimiento de la trayectoria de referencia se ha simulado anteriormente con el aparato de test móvil según la invención, de modo que con la unidad de control del aparato de test estacionario se posibilita una excitación fiel a la realidad del movimiento del dispositivo de sujeción y del desplazamiento del dispositivo de visualización.

[0020] Finalmente está previsto preferiblemente que el dispositivo de sujeción sea una mesa giratoria o un robot.

[0021] El sistema de test se caracteriza preferiblemente porque el equipo de test estacionario se puede hacer funcionar con datos de simulación que se pueden obtener a partir de los datos de medición. A este respecto está previsto que los datos de medición se puedan detectar durante el funcionamiento del aparato de test móvil. Por consiguiente, se posibilita una simulación muy exacta con el aparato de test estacionario.

[0022] De forma especialmente ventajosa está previsto que los datos de simulación, que se pueden obtener a partir de los datos de medición obtenidos durante el funcionamiento del aparato de test móvil, comprendan datos IMU, datos GPS, datos CAS o datos de buscador.

[0023] Finalmente, la invención se refiere a un procedimiento para el testeo de misiles con un sistema de test, según se ha descrito anteriormente. El procedimiento comprende las siguientes etapas: En primer lugar, se establece una trayectoria de referencia, en particular una trayectoria de referencia tridimensional y/o traslativa. La trayectoria de referencia imita preferiblemente una geometría relativa entre el misil y un objetivo al que se debe acercar el. Como etapa siguiente se realiza el seguimiento de la trayectoria de referencia con un aparato de test móvil. A este respecto, está previsto que en el aparato de test móvil esté dispuesto un objeto en ensayo de aviónica del misil. De forma especialmente ventajosa se realiza un registro de los datos de navegación, que genera el objeto en ensayo de aviónica durante el seguimiento de la trayectoria de referencia. En una última etapa se realiza una simulación de un movimiento del misil con un aparato de test estacionario. Para ello, el objeto en ensayo de aviónica está dispuesto en el aparato de test estacionario. La simulación se realiza mediante los datos de simulación, que se basan en los datos de medición obtenidos durante el seguimiento de la trayectoria de referencia con el aparato de test móvil. Por consiguiente, se posibilita una simulación muy exacta del misil, por lo que se pueden simular una pluralidad de tests de vuelo de antemano por el aparato de test estacionario.

[0024] Otras particularidades, ventajas y características de la presente invención se deducen de la descripción siguiente de ejemplos de realización mediante los dibujos. En los cuales:

Fig. 1 una vista de conjunto de un proceso de desarrollo de una aviónica de misil,

Fig. 2 esquemáticamente una vista de conjunto de un sistema de test según un ejemplo de realización de la invención,

Fig. 3 una representación esquemática de un aparato de test móvil según un ejemplo de realización de la invención, Fig. 4 una representación esquemática de un aparato de test estacionario según un ejemplo de realización de la invención.

[0025] La fig. 1 muestra esquemáticamente una vista de conjunto de un proceso de desarrollo de producto de un misil, donde partiendo de una idea 100 se debe conseguir un producto terminado 113. A este respecto, en una primera etapa se realiza el establecimiento de los requerimientos 101. A continuación se produce la realización del diseño del modelo 102.

[0026] Luego, se lleva a cabo el borrador del algoritmo NGC 103, de modo que en otra etapa se puede llevar a cabo un análisis de la simulación 104. A continuación, como elemento central se realiza el proceso de validación 105. Si los resultados de este proceso de validación 105 de una verificación de resultados 106 no fuesen satisfactorios, entonces se realiza un proceso iterativo al llamar las etapas ya llevadas a cabo del diseño del modelo 102 y borrador del algoritmo NGC 103 con siguiente análisis de simulación 104, proceso de validación 105 y verificación de resultados 106. Esto ocurre hasta que están presentes resultados satisfactorios en la verificación de resultados 106.

[0027] En cuanto están presentes resultados satisfactorios a partir del proceso de validación 105, se realiza la validación del código de software 107, así como el borrador de aviónica 108. Después del borrador de aviónica 108 se debe realizar una validación de aviónica 109, donde después de la validación de aviónica 109 llevada a cabo se llama nuevamente el proceso de validación 105.

[0028] Al mismo tiempo, después de la validación de la aviónica 109 se realiza una verificación del sistema global 110, lo que conduce igualmente a una llamada del proceso de validación 105. A continuación se realiza una validación del sistema global 111, donde igualmente se puede regresar al proceso de validación 105. Por consiguiente, se ve que todo el progreso del desarrollo puede contener una pluralidad de iteraciones, donde para el proceso de validación 105 se debe llevar a cabo con frecuencia una pluralidad de pruebas de vuelo del misil. Si la validación del sistema global 111 discurriese de forma satisfactoria, entonces se conseguiría el producto terminado 113 a través de los controles de calidad 112.

[0029] La presente invención se aplica en la etapa de la validación de aviónica 109, para reducir aquí el número de tests de vuelo y para poder simular un número máximo de tests ya en un laboratorio. A este respecto, en particular está previsto que también se pueden llevar a cabo tests de laboratorio adicionalmente a las pruebas de vuelo, de modo que los resultados simulados se pueden confirmar mediante tests reales.

[0030] La figura 2 muestra esquemáticamente una vista de conjunto de un sistema de test 16 según un ejemplo de realización de la invención. El sistema de test 16 también se designa como como banco de prueba integrado 6DoF 16, donde la abreviatura DoF significa Degree of Freedom e indica en cuantos grados de libertad es posible una simulación.

[0031] Por la fig. 2 se ve además que el sistema de test 16 coopera con una herramienta de diseño de aviónica genérica 19, 20. Bajo herramienta de diseño de aviónica genérica (Generic Avionic Design Tool, GADT) se debe entender un término genérico de una caja de herramientas de software y hardware, que se ha colocado para el prototipado rápido y para la cualificación rápida de los sistemas de gestión de vuelo en el sector de los misiles. Comprende las más distintas herramientas de hardware y software que se entrelazan. Por consiguiente, la aviónica y el equipamiento de un misil se pueden testar, representar gráficamente, evaluar y documentar de forma muy eficiente. La herramienta de diseño de aviónica genérica 19, 20 no es objeto de esta invención.

[0032] El banco de pruebas integrado 6DoF 16 es un nuevo componente de hardware y software de la caja de herramientas de la herramienta de diseño de aviónica genérica 19, 20 y es una herramienta para la etapa descrita anteriormente de "Avionik Equipment & NGC Subsystem Validation", es decir, la etapa de la validación de aviónica 109. Para esta etapa también se usan la "GADT-Algorithm Design Library" y la "GADT-Algorithm Design Environment" de la caja de herramientas GADT 19, 20, que están resumidos en la fig. 2 como primera GADT 19. Con estas dos herramientas, para un escenario de test relevante se calcula el movimiento 6DoF del misil por simulación y este se lleva luego a través de una estación de suelo hacia una plataforma de vuelo 11, en particular una plataforma VTOL, que luego se encarga de la sincronización entre la posición traslativa y ubicación correspondiente del objeto en ensayo de aviónica 3. El modo de funcionamiento exacto se describe a continuación en referencia a las fig. 3 y 4.

[0033] Asimismo, a partir de la caja de herramientas GADT 19, 20 se usan el sistema de depuración y telemetría GADT, para tomar y almacenar los datos de test relevantes del objeto en ensayo de aviónica 3. En el proceso de validación se usa la herramienta de simulación y validación post-vuelo GADT, que está representada como segunda GADT 20 en la fig. 2.

[0034] En conjunto, por ello, después del cálculo de una trayectoria de referencia 21 por la primera GADT 19 ^{se posibilita llevar a cabo pruebas de vuelo con el sistema de test}16^{, que se subdividen en pruebas de vuelo portante}con el aparato de test móvil 2 y en simulaciones con el aparato de test estacionario 1. Los primeros datos de test 22 obtenidos así por el aparato de test móvil 2 y los segundos datos de test 23 obtenidos por el aparato de test estacionario 1 se pueden usar por ello en el proceso de validación con la segunda GADT 20.

[0035] El término de validación y verificación se usan en relación con los sistemas o subsistemas de misiles en el siguiente contexto:

- un sistema / subsistema real verificado es un sistema en el que se ha comprobado que el sistema se comporta sin errores con respecto a su especificación establecida. (¿El sistema está construido correctamente?)

- Un modelo sintético verificado de un sistema / modelo de referencia, es un modelo que se comporta sin errores e igualmente en el plano de señal respecto al sistema / modelo de referencia. (¿El modelo está construido correctamente? ¿Se comporta como el sistema / modelo de referencia? No es necesario si el sistema de referencia está validado.)

- Un sistema / subsistema real validado es un sistema en el que se ha comprobado que el sistema se corresponde en su entorno de uso verdadero con los requerimientos establecidos. (¿El sistema funciona correctamente?) - Un modelo sintético validado es un modelo que se comporta de forma suficientemente igual en el plano de señales respecto al sistema real validado. (A este respecto, la verificación del modelo sintético es una condición previa básica.)

[0036] El banco de pruebas integrado 6DoF 16 se compone esencialmente de dos partes, el banco de pruebas móvil 6DoF 2 y el banco de pruebas estacionario 6DoF 1.

[0037] Con el banco de pruebas móvil 6DoF 2 es posible llevar a cabo de forma repetida pruebas de vuelo portante económicas en un entorno realista sin el alto coste de personal, requerimientos de seguridad, infraestructura, etc. A este respecto se registran los datos de medición 17 que sirven a continuación en el laboratorio como datos de simulación 18 y se pueden analizar a voluntad con el banco de pruebas estacionario 6DoF 1.

[0038] Debido a la repetibilidad económica de los vuelos portantes se resuelve, por un lado, un conflicto descrito al inicio de los diferentes requerimientos y la limitación temporal en las pruebas de vuelo y suministra datos para todos los requerimientos. Por otro lado, con el banco de pruebas integrado 6DoF 16 se puede testar la compleja funcionalidad NGC, a fin de reducir con ello los fallos en los tests de vuelo. En particular está previsto que el banco de pruebas integrado 6DoF 16 no sustituye las pruebas de vuelo, sino que es una complementación a la validación clásica mediante pruebas de vuelo.

Banco de pruebas móvil 6DoF 2

[0039] En primer lugar se describe el banco de pruebas móvil 6DoF 2. Con una plataforma de vuelo 11, en particular con una plataforma de soporte VTOL, en la que está dispuesto un elemento en ensayo de aviónica 3, se debe volar sobre una trayectoria de referencia traslativa 3DoF 21 determinada y programada con la primera GADT 19.

[0040] La plataforma de vuelo 11 comprende preferiblemente dos rotores 14 dispuestos decaladamente y orientados horizontalmente, de modo que se produce una idoneidad con el despegue y aterrizaje vertical. El objeto en ensayo de aviónica 3 está dispuesto en particular de forma centrada entre los dos rotores 14. La plataforma de vuelo 11 genera para el objeto en ensayo de aviónica la línea de visión y la geometría relativa entre el centro de gravedad del misil a simular y el centro de gravedad del objetivo a aproximarse.

[0041] La trayectoria de referencia 21 se prepara y transmite con una estación de suelo y mando (no mostrada) para la plataforma de vuelo 11, en particular la plataforma de soporte VTOL. La trayectoria de referencia 3DoF 21 imita la geometría relativa real entre el misil y un objetivo a aproximarse. La plataforma de vuelo 11, en particular la plataforma de soporte VTOL, posee un dispositivo de soporte 12, en particular una plataforma de cardán rotativa 3DoF, en la que se puede rotar el objeto en ensayo de aviónica 3 en tres grados de libertad. Por consiguiente es posible reproducir la geometría de encuentro verdadera de un misil en seis dimensiones en el entorno real. Debido a los límites de velocidad en la plataforma de vuelo 11, en particular la plataforma de soporte VTOL, no se sigue la trayectoria de referencia 21 a tiempo real.

[0042] Un módulo de control 13 asume la observancia de la trayectoria de referencia 21 y la coordinación temporal entre la posición y ubicación correspondiente del objeto en ensayo de aviónica 3. Para poder almacenar los datos de test reales, que aparecen durante el vuelo de test del objeto en ensayo de aviónica 3, el módulo de control 13 presenta un registrador de datos y un módulo de medición. Toda la energía, que se necesita para el funcionamiento de los rotores 14 y para el funcionamiento del módulo de control 13, del dispositivo de soporte 12 y del objeto en ensayo de aviónica 3, es proporcionada por un módulo de energía 15. El módulo de energía 15 está dispuesto asimismo como el módulo de control 13 en la plataforma de vuelo 11. En particular, el módulo de energía 15 comprende un acumulador o una batería para el almacenamiento de energía eléctrica.

[0043] La estación de suelo y mando no mostrada es la interfaz de comunicación entre una persona que maneja el aparato de test móvil 2 y la plataforma de vuelo 11. Tiene el objetivo de intercambiar datos con la plataforma de vuelo 11 a través de un enlace ascendente - descendente y proporcionarlos gráficamente para el usuario. Estos datos sirven para el control y supervisión de la plataforma de vuelo 11.

[0044] El módulo de control 13 reproduce la función de la regulación del estado de vuelo para la plataforma de vuelo 11, a fin de volar sobre una trayectoria cualquiera, en particular sobre la trayectoria de referencia 21. Además, el módulo de control 13 controla la coordinación entre la posición y ubicación del objeto en ensayo de aviónica 3. La ubicación se envía entonces como comando al dispositivo de soporte 12 y se convierte, en particular como ángulo de cardán. El registrador de datos y el módulo de medición reciben todos los datos de medición relativos del objeto en ensayo de aviónica 3 a tiempo real como sistema de medición a tiempo real y los almacenan. De esta manera se obtienen los datos de medición 17 mencionados anteriormente.

[0045] El dispositivo de soporte 12, en particular la plataforma de cardán rotativa 3D, constituye tanto la interfaz mecánica, como también la eléctrica entre objeto en ensayo de aviónica 3 y plataforma de vuelo 11. El dispositivo de soporte 12 tiene el objetivo de imitar la ubicación del objeto en ensayo de aviónica 3, que aparecerían en un vuelo de aproximación real del misil a simular. La ubicación del objeto en ensayo de aviónica 3 se calcula antes del respectivo caso de test por la primera GADT 19 y se aplica sobre el módulo de control 13 a través de la estación de suelo y mando. El módulo de control 13 asume la coordinación y excitación temporal del dispositivo de soporte 12, en particular la plataforma de cardán rotativa.

[0046] El banco de pruebas móvil 6DoF 2 tiene las siguientes tareas principales:

- cualificación / validación del procesamiento de imágenes y subfunciones NGC, en particular por el buscador e IP y procesamiento de imágenes, del sistema de navegación y por el guiado y control,

- adquisición de datos y equipamiento para el procesamiento posterior en el banco de pruebas estacionario 3DoF 1 y validación siguiente, en particular registro de los datos del buscador en un vuelo de aproximación real (Vídeo, IP, SAL) para ayudar en el desarrollo de algoritmos (problemática FoV, temporización, procesamiento de imágenes, ...), el registro de los datos IMU, y registro de los datos GPS,

Banco de pruebas estacionario 6DoF 1

[0047] La fig. 4 muestra esquemáticamente el aparato de test estacionario 1 según un ejemplo de realización de la invención, donde el aparato de test estacionario 1 también se denomina banco de pruebas estacionario 6DoF 1.

[0048] Con el banco de pruebas estacionario 6DoF 1 se imitan los tres grados de libertad en rotación del misil con un dispositivo de sujeción 4, en particular con una mesa giratoria 3DoF, en la realidad. Los dos grados de libertad en traslación transversalmente a la línea de visión, en particular transversalmente a un eje longitudinal del misil, se reproducen por un sistema de carro traslativo 2DoF 6 en la realidad.

[0049] El último grado de libertad en traslación, la aproximación a la línea de visión, en particular el eje longitudinal del misil, y las relaciones geométricas variables con ello, como ángulo de aspecto, relación de aspecto, aproximación, explosión de imagen, o perturbaciones del entorno, fondo, relaciones de luz, etc. se representan a tiempo real por un sistema de vídeo en un dispositivo de visualización 5, en particular en una pantalla OLED. Los datos necesarios de forma síncrona a ello para el objeto en ensayo de aviónica 3, como en particular los datos IMU, se alimentan de forma artificial en el objeto en ensayo de aviónica 3. Los datos de simulación realistas 18 se obtienen a partir de los datos de medición 17, que se han adquirido anteriormente por el banco de pruebas móvil 6Dof 2. Todos los ratos relevantes, en particular los datos de navegación, del objeto en ensayo de aviónica 3 se registran por la unidad de control 7, se comparan con otros datos de test en la simulación de post-vuelo y se validan. Para el registro de los datos de navegación del objeto en ensayo de aviónica 3, este está conectado con la línea de control 7 a través de una línea de datos 10.

[0050] Para la simulación de un vuelo, el dispositivo de sujeción 4 se puede excitar por la unidad de control 7 a través de una primera línea de control 8 y el sistema de carro 6 a través de la segunda línea de control 9. En particular, la excitación se realiza a través de señales análogas. La excitación del dispositivo de sujeción 4 y del sistema de carro 6 se basa en los datos de simulación 18 que se han obtenido a partir de los datos de medición reales 17. Por consiguiente, el movimiento del objeto en ensayo de aviónica 3 se corresponde con una simulación cercana a la realidad de un vuelo del misil.

[0051] El banco de pruebas estacionario 6DoF 1 tiene las siguientes tareas principales:

- verificación del algoritmo de procesamiento de datos,

- verificación de la estimación LOS,

- sintonización de la sincronización LOS,

- sincronización de IMU - buscador,

- interpretación y problemática LOS (temporización, estabilidad, ...)

- desacoplamiento LOS,

- estimación e interpretación del error de la dirección de alineamiento.

[0052] El sistema de test 16, en particular el aparato de test móvil 2 y el aparato de test estacionario 1, permiten generar la geometría relativa completa y geometría de encuentro en 6 grados de libertad de cualquier misil a “cámara lenta” respecto a un objetivo presente en la realidad. Esto no es posible con sistemas de test convencionales para misiles.

[0053] Además, toda la aviónica (IMU, buscador, cardán, navegación, procesamiento de imágenes, ...) ya se pueden testar antes del primer test de vuelo en bucle abierto y bucle cerrado.

[0054] La invención representa un módulo de sensor de aviónica validado Se pueden testar y validar antes de proyectos futuros de desarrollo distintos conceptos de buscador, IMU-NGC bajo condiciones de uso realistas e independientemente de su misil de soporte futuro.

[0055] Además, los test de vuelo se pueden complementar y se pueden reconocer los problemas en los algoritmos o la combinación de sensores de aviónica. Las pruebas de vuelo se pueden reajustar varias veces de forma repetida para el registro de datos y para el análisis post-vuelo.

[0056] Debido a la disponibilidad de datos realistas se puede desarrollar y optimizar mejor tanto el algoritmo NGC, como también el algoritmo de procesamiento de imágenes, según es posible esto en el estado de la técnica.

[0057] Finalmente, la invención ofrece un alto potencial de ahorro, ya que se pueden reducir las caras pruebas de vuelo con misiles reales, así como una minimización técnica considerable del riesgo.

Junto a la descripción escrita anterior de la invención se hace referencia por la presente de forma explícita a la revelación complementaria de la representación gráfica de la invención en las fig. 1 a 4.

Lista de referencias

[0058]

1 Aparato de test estacionario

2 Aparato de test móvil

3 Objeto en ensayo de aviónica

4 Dispositivo de soporte

5 Dispositivo de visualización

6 Sistema de carro

7 Unidad de control

8 Primera línea de control

9 Segunda línea de control

10 Línea de datos

11 Plataforma de vuelo

12 Dispositivo de soporte

13 Módulo de control

14 Rotor

15 Módulo de energía

16 Sistema de test

17 Datos de medición

18 Datos de simulación

19 Primera GADT

20 Segunda GADT

21 Trayectoria de referencia

22 Primeros datos de test

23 Segundos datos de test

100 Idea

101 Requerimientos

102 Diseño de modelo

103 Borrador del algoritmo NGC

104 Simulación y análisis

105 Proceso de validación

106 Verificación de resultados

107 Validación del código de software

108 Borrador de aviónica

109 Validación de aviónica

110 Verificación del sistema global

111 Validación del sistema global

112 Control de calidad

113 Producto terminado

Claims

REIVINDICACIONES

1. Sistema de test (16) para un misil, que comprende un aparato de test móvil (2) y un aparato de test estacionario (1) para un misil,

donde el aparato de test móvil (2) presenta:

una plataforma de vuelo (11),

un dispositivo de soporte (12) fijado en la plataforma de vuelo (11) para un objeto en ensayo de aviónica (3) del misil, donde el dispositivo de soporte (12) permite un movimiento del objeto en ensayo de aviónica (3) en tres grados de libertad en rotación; y

un módulo de control (13), donde con el módulo de control (13) se puede excitar la plataforma de vuelo (11) para el seguimiento de una trayectoria de referencia predeterminada (21), el dispositivo de soporte (12) se puede excitar para la orientación rotativa del objeto en ensayo de aviónica (3),

y se pueden almacenar los datos generados por el objeto en ensayo de aviónica (3);

y donde el aparato de test estacionario (1) presenta:

un dispositivo de soporte (4) para un objeto en ensayo de aviónica (3) del misil, donde el dispositivo de soporte (4) permite un movimiento del objeto en ensayo de aviónica (3) en tres grados de libertad en rotación; y un dispositivo de visualización (5) para la representación de la información del entorno del misil, donde el dispositivo de visualización (5) se puede desplazar dentro de un plano virtual por un sistema de carro traslativo (6); donde el dispositivo de visualización (5) se puede detectar por el objeto en ensayo de aviónica (3), cuando el objeto en ensayo de aviónica (3) está dispuesto sobre el dispositivo de soporte (4);

donde el aparato de test estacionario (1) presenta una unidad de control (7), con la que se puede controlar un movimiento del dispositivo de soporte (4) y un desplazamiento del dispositivo de visualización (5), a fin de simular el seguimiento de una trayectoria de referencia predefinida (21), y con la que se pueden memorizar los datos generados por el objeto en ensayo de aviónica (3); y

donde el aparato de test estacionario (1) se puede hacer funcionar con los datos de simulación (18) obtenidos a partir de datos de medición (17), donde los datos de medición (17) se han detectado durante el funcionamiento del aparato de test móvil (2).

2. Sistema de test (16) según la reivindicación 1, caracterizado porque el dispositivo de soporte (12) comprende una plataforma de cardán.

3. Sistema de test (16) según cualquiera de las reivindicaciones 1 o 2, caracterizado porque la plataforma de vuelo (11) comprende un helicóptero, preferiblemente con al menos dos rotores (14) orientados horizontalmente.

4. Sistema de test (16) según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 3, caracterizado porque el dispositivo de soporte (4) del aparato de test estacionario (1) es una mesa giratoria o un robot.

5. Sistema de test (16) según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 4, caracterizado porque los datos de simulación (18), que se pueden obtener a partir de los datos de medición (17) obtenidos durante el funcionamiento del aparato de test móvil (2), comprenden datos IMU, datos GPS, datos CAS y datos de buscador, donde IMU representa Inertial Measurement Unit, GPS Global Positioning System y CAS Control Actuator System.

6. Procedimiento para testar misiles con un sistema de test (16) según cualquiera de las reivindicaciones anteriores, que comprende las etapas:

establecimiento de una trayectoria de referencia (21) que imita una geometría relativa entre el misil y un objetivo al que se debe acercar el misil;

seguimiento de la trayectoria de referencia (21) con un aparato de test móvil (2) según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5, donde en el aparato de test móvil está dispuesto un objeto en ensayo de aviónica (3) del misil; y

simulación de un movimiento del misil mediante los datos de simulación (18) con un aparato de test estacionario (1) según cualquiera de las reivindicaciones 1 a 5,

donde el objeto en ensayo de aviónica (3) está dispuesto en el aparato de test estacionario (1), y donde los datos de simulación (18) se basan los datos de medición (17) obtenidos durante el seguimiento de la trayectoria de referencia (21).

7. Procedimiento según la reivindicación 6, caracterizado porque el objeto en ensayo de aviónica (3) se coloca en una plataforma de cardán.