JP5215322B2 - スケーラブルな電子機器アーキテクチャ - Google Patents

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Description

発明の背景

発明の分野
本発明は、電気および電子の回路およびシステムに関する。より詳細には、本発明は、ミサイルの誘導および制御のために使用される、電気および電子の回路およびシステムに関する。

関連技術の説明
核弾道ミサイルによってもたらされる脅威は、飛行中の弾道ミサイルを破壊することができる迎撃ミサイルに対する関心を促している。飛行中の初期に弾道ミサイルを破壊するために、迎撃ミサイルは、長距離能力を有していなければならない。現在、長距離能力は、多段式ミサイル迎撃設計を必要とする。

多段式ミサイルは一般に、独立した、自動操縦、誘導およびナビゲーション、追跡、中間段階の通信、ならびに、ターゲット弁別、の機能を提供するための別々のアビオニクススーツを有する、ブースターロケットおよびペイロードアセンブリを有している。ブースターは、ペイロード放出後のミッションの責任をKV(キルビークル)に渡す。

残念ながら、余分な電子ハードウェア、過大のハーネス配線、追加の電力リソース、および関連している、要求される機械の実装ハードウェア、の組み込みにより、別々の、ブースターおよびペイロードのアビオニクス処理は、設計およびアセンブリの複雑さおよびコストを増加させる。

このアーキテクチャは、限定された処理能力によって以前に必要とされていたものであり、限定された処理能力は、システム全体にわたってネットワーク化される大きな専用のプロセッサを要求していた。これはまた、一般に、各段が異なる製造者によって製造され、各製造者は各段において電子回路を制御して適切かつ適時の動作を保証するプロセッサを含めるという事実に少なくとも部分的に起因していた。

さらに、概して、多段式迎撃ミサイルの段の間の接続は、一般に、ポイントツーポイントのシリアルインターフェースであり、要求されるインターフェースの数は、階乗関係(N!)において段の数(N)に関係している。例えば、3段の迎撃機は一般に、6個のインターフェース(3×2×1)を要求し、一方、4段のビークルは一般に、24個のインターフェース(4×3×2×1)を要求する。これらのインターフェースは、ミサイルの重量を増やし、そのコストを増加させ、その性能を制限する配線を要求する。このアプローチはまた、独立したユニット間の、複雑な、相互接続とインターフェース通信プロトコルとを招来し、さらにソフトウェアの組み込み、アセンブリ、およびテスト要求を複雑にする。

したがって、軽量の、低コストの、高性能の、多段式ミサイル迎撃機に対する技術的必要性が存在する。特に、多段式ミサイルにおける相互の段接続に関係付けられるコストおよび重量を低減させるシステムまたは方法に対する技術的必要性が残存する。

技術的必要性は、本発明の多段式ミサイルによって対処される。ほとんどの一般的な実施形態において、本発明のミサイルは、隣接の段に物理的に結合され、隣接の段から物理的に切り離されるように適合されている複数の段と、ミサイルの各段を制御するために単一の段上に配置されたプロセッサとを含む。

実例となる実施形態において、プロセッサは、フィールドプログラム可能ゲートアレイを含む。例示的な実施形態において、プロセッサは、4段式ミサイルの段4に配置され、各ステージに対する誘導およびナビゲーション機能と、段2、3および4に対する制御機能とを実行する。

特定の実施形態において、ミサイルのそれぞれの段上にある電子回路にプロセッサを結合するために、シリアルバスインターフェースが含まれている。ベストモードにおいて、インターフェースは、物理層インターフェースとリンク層インターフェースとを有するIEEE1394bインターフェースである。

図1は、従来の教示にしたがって実現される典型的な多段式迎撃ミサイルの、ナビゲーション、誘導、および制御システムの簡略化したブロック図である。 図2は、本発明の教示にしたがって実現される典型的な多段式迎撃ミサイルの、ナビゲーション、誘導、および制御システムの実例となる構成を示すブロック図である。 図2は、本発明の教示にしたがって実現される典型的な多段式迎撃ミサイルの、ナビゲーション、誘導、および制御システムの実例となる構成を示すブロック図である。 図3は、本教示にしたがった、デジタルインターフェースユニットの実例となる構成のブロック図である。 図4は、本教示にしたがった、デジタルインターフェースユニットが第2のプロセッサの付加によってスケーリングされる実例となる構成を示す簡略化したブロック図である。 図5は、本発明のデジタルインターフェースの誘導プロセッサによって実行されるソフトウェアの実例となる構成のフロー図である。

発明の説明

本発明の有利な教示を開示する添付図面に関して、実例となる実施形態および例示的な応用を記述する。

特定の応用に対する実例となる実施形態に関して、本発明をここで記述するが、本発明はそれに限定されないことを理解すべきである。当業者およびここで提供する教示にアクセスする者は、その範囲内の追加の修正、応用、および実施形態と、本発明が著しく有益である追加の分野とを認識するだろう。

図1は、従来の教示にしたがって実現される典型的な多段式迎撃ミサイルの、ナビゲーション、誘導、および制御システムの簡略化したブロック図である。システム10’は、4つの段20’、30’、40’、および50’を含んでいる。段1 20’は、ブースターモータ24’を制御する第1の中央処理ユニット(CPU1)22’を有している。ブースターモータ24’は、武器システム制御装置29’によって起動される。

従来の教示にしたがうと、第2段30’は、電力調整ユニット(PCU CCA)34’を制御する第2のCPU32’を有する。PCU CCA34’は、遠隔測定ユニット35’およびデュアルスラストロケットモータ(DTRM)36’と通信する。

第3段40’は第3のCPU42’を有し、第3のCPU42’は、入力/出力回路カードアセンブリ(CCA)ユニット43’によって、慣性測定ユニット44’、遠隔測定システム45’、飛行終了システム(FTS)46’、全地球測位衛星(GPS)受信機49’、およびスラストベクターコントロール(TVC)制御装置47’と通信する。IMUは、GPS補強型ナビゲーションシステム(GAINS)によってGPS受信機49’に結合されている。第3のCPUはまた、電気爆発デバイス(EED CCA)41’によって、ノーズコーンアセンブリ60’と通信している。I/O CCAは、通信リンク55’によって通信する。

第4段50’は、データ処理(52’)と誘導処理(54’)とを実行する第4のCPUである。データプロセッサ52’は、赤外線目標検知追尾装置58’に結合されている。誘導プロセッサ54’は、固体軌道修正姿勢制御システム(SDACS)56’に結合されている。第4段との通信は、第2の通信リンク57’により行われる。

本教示にしたがって、各ブースター段の代わりに、キルビークル(KV)またはペイロード内に位置している単一のコンピュータに超小型処理機能を集中させるように構成されている迎撃機を開示する。本発明のシステムは、ブースター発射の出現からターゲットの迎撃までのビークルの飛行に対して、自動操縦、誘導およびナビゲーション、追跡、ならびに、ターゲット弁別、の機能を実行する、単一ノード中心の超小型処理システムを組み込んでいる。

例示的な実施形態において、本システムはスケーラブルであり、ビークルが任意の数のロケットモータ段により構成されることを可能にする。これにより、電子アーキテクチャに影響を及ぼすことなく、ビークル全体の設計の再構成が可能になる。さらに、段の間の通信インターフェースが、IEEE1394bバスインターフェースの使用により単純化される。

図2は、本発明の教示にしたがって実現される多段式迎撃ミサイルの、ナビゲーション、誘導、および制御システムの実例となる構成を示すブロック図である。図1のシステム10’の通り、本発明のシステム10は、第1段の電子機器モジュール20と、第2段のモジュール30と、第3段のモジュール40と、第4段のモジュール50とを含んでいる。しかしながら、本教示にしたがうと、単一のCPU52は、図1中で示したそれぞれの前の段におけるCPUの代わりに、第4段50中に設けられている。結果として、各段は、単純化した電子回路により機能する。より少ないインターフェースと、より少ない配線が段の間で要求される。これは、図2中で図示している。

図2中で示すように、第4段50はデジタルインターフェースユニット(DIU)52を含み、デジタルインターフェースユニット(DIU)52は、ペイロードの保守および自動操縦のナビゲーションとともに、誘導、ナビゲーション、および制御、の機能を実行する。DIU52は、従来のバルブ駆動ユニット54および電力調整ユニット(PCU)56とともにフォワードアセンブリ上に配置されている。DIU52は、スイッチ61によって、従来の通信リンク58とアンテナ59とを通して通信する。遠隔測定ユニット60、暗号化回路62、スイッチ61、およびアンテナ59によって、遠隔測定がDIUに対して提供される。DIUはスイッチ61を制御し、遠隔測定ユニット60が段3上のアンテナまたは段4上のアンテナを使用することを可能にする。

バルブ駆動ユニット54は、従来の液体軌道修正姿勢制御システム(LDACS)64によって動作する。従来の目標検知追尾装置アセンブリ70には、センサ72および電子機器パッケージ74が含まれている。目標検知追尾装置電子機器パッケージ74は、画像プロセッサ76とデータプロセッサ78とを含む。低温ユニット82が、目標検知追尾装置アセンブリ70中の赤外線センサ72のフォーカルプレーンアレイ71を冷却する。多数のバッテリが、技術的に共通であるシステム全体にわたって配置されている。

データプロセッサ78が、IMU80から入力を受け取り、DIU52と通信する。DIU52は、シリアルバスインターフェース80によって、第1、第2、および第3の段中の電子機器サブシステムと通信する。好ましい実施形態において、シリアルバスインターフェース80は、IEEE1394bインターフェースである。実例となる実施形態において、IEEE1394bバスは、段3、2、および1に及ぶ6芯ケーブルのインターフェースであり、段間のインターフェースは同じである。

第3段の電子機器サブシステムは、スラストベクター制御装置(TVC)および姿勢制御システム(42)と、そのための制御装置44とを含む。制御装置44は、ディスクリート論理、特定用途向け集積回路、または他の適切な構成により実現してもよい。制御装置44は、バス80を通してDIU52から、誘導、ナビゲーション、および自動操縦、の命令を受け取り、それに応答してスラストベクターおよび姿勢制御の信号を提供する。

制御装置44は、電気的に作動される爆発デバイス46、電力調整ユニット(PCU)48、および入力/出力インターフェース41に結合されている。I/Oインターフェース41は、搭載されているGPS受信機49からビークルの位置データを受け取り、シリアルバス80を介して段4上のDIU52と通信する。I/Oインターフェース41およびバス80は、GPS、誘導、姿勢制御、および他の段に関連したデータがDIU52に送られることを可能にし、DIUが電気爆発デバイス46を作動させることにより段の放出をトリガすることを可能にする。爆発デバイスの作動に際して、スクイブが段の分離を行うために機械式のエジェクター86に送られる。スクイブは、第4段中のバッテリ84を作動させる機能を果たす高エネルギパルスである。スクイブパルスはまた、低温ユニット82に適用される。従来の飛行終了システム(FTS)88が第3段中に含まれ、それは技術的に共通である。

第2段の電子機器パッケージ30は、シリアルバス80によってDIU52に結合されている。IMU34が機械の分離のために直線型装薬(LSC)36とともに第2段中に含まれるという例外を除いて、第2段は第3段40と類似している。30にはCPUがない。入力出力(I/O)制御装置31が、遠隔測定および慣性測定ユニットデータを収集する。

第1段20に対する電子機器パッケージは、スラストベクター制御装置22と、TVC駆動装置24と、分離兵器26と、LSC28とを含む。第2および第3の段の通り、第1段20は、バス80によってDIU52に結合されている。

段の間で要求される接続は、アンテナ、シリアルバス、電力供給、およびスクイブに対するものだけであることに注目すべきである。

システム10は、多段の誘導および制御に対して要求されるソフトウェアが1つの段中に集中しているという点で、‘中心的’である。実例となる実施形態において、ソフトウェアは、第4段中のDIU52によって実行される。しかしながら、本教示は、それに限定されない。本教示の範囲から逸脱することなく、特定目的のプロセッサおよびハードウェア中で実現されるプロセッサを、DIUの汎用目的のCPUの代わりに使用してもよい。さらに、中心的なプロセッサは、段4以外のステージ上に位置していてもよい。

図3は、本教示にしたがった、デジタルインターフェースユニットの実例となる構成のブロック図である。図3の実例となる構成において、DIU52は、誘導プロセッサ90と、フィールドプログラム可能ゲートアレイ(FPGA)110と、IEEE1394bバス制御装置120とを含む。実例となる実施形態において、誘導プロセッサ90は、3つの、L2キャッシュ92を有するPC750FXまたはPC750GX、ならびに不揮発性RAMおよびフラッシュメモリ94を含む。以下でより十分に記述するように、システムは、最小の、コスト、重量、および複雑さにより、プロセッサおよび段の追加を可能にするようにスケーラブルである。

FPGA110は、ザイリンクス(登録商標)のVirtex II Proまたは同等のゲートアレイにより実現してもよい。FPGA110は、さまざまな割込みを処理し、RS232インターフェースコードモジュール112、シリアルインターフェース114、およびカスタムインターフェース116が設けられている。RS232インターフェースは、第1のトランシーバ122およびRS422インターフェースによって、(示していない)デバッグポートまたは(示していない)予備のポートと通信する。シリアルインターフェース114は、第2のトランシーバ124および、低レベル差動信号(LVDS)またはRS422インターフェースによって、通信リンク58、遠隔測定ユニット60、およびIMU80と通信する。カスタムインターフェース116は、第3のトランシーバ126およびカスタムI/Oインターフェース116によって、目標検知追尾装置電子機器70、(示していない)兵器バルブ駆動装置、液体軌道修正姿勢制御(LDAC)64、および他のアナログデバイスと通信する。

FPGA110は、メモリインターフェース118と周辺コンピュータインターフェース(PCI)コア119とをさらに含む。FPGA110は、ローカルバス96によって、誘導プロセッサ90およびバス制御装置120と通信する。FPGA110は、複数のポート、インターフェース、およびインターフェース論理回路を含み、複数のプロセッサがDIU52に加えられることを可能にする。これは、図4中に図示している。

図4は、本教示にしたがった、デジタルインターフェースユニットが第2のプロセッサの追加によりスケーリングされる実例となる構成を示す単純化したブロック図である。図4において、第1および第2のプロセッサ90および91が、FPGA110によってシステム10に結合されている。

図3に戻ると、バス制御装置120は、段と、(示していない)テストポートとの間にIEEE1394b接続性を提供する。このバスは、設計の簡潔性および頑強性のために段の間の“デイジーチェーン”相互接続を可能にする。バス制御装置120は、物理層128とリンク層129とを含み、さもなければ、設計および機能において従来のものである。

したがって、それぞれの段を通してシステムのアーキテクチャはスケーラブルである。FPGA設計および段の間のIEEE1394bバスの相互接続は、複雑さを加えることなく、段の追加および削除を可能にする。したがって、プロセッサ、回路、および配線の、コストおよび重量の要求が低減される。

図5は、本発明のデジタルインターフェースユニットの誘導プロセッサにより実行されるソフトウェアの実例となる構成のフロー図である。ソフトウェア100は、段1の制御ソフトウェア140を含む。段1の分離がDIU52(図2)によって命令されるとき、段1は分離し、‘段1が去った’信号が段2からの信号によってDIUに送られる。ステップ142において、ソフトウェア100が、この信号の存在をチェックし、それを受け取ると、段2の制御ソフトウェア(ステップ144)を作動させる。

同様に、段2の分離がDIUによって命令されるとき、段2は分離し、‘段2が去った’信号が段3からの信号によってDIUに送られる。ステップ146において、ソフトウェア100が、この信号の存在をチェックし、それを受け取ると、段3の制御ソフトウェア(ステップ148)を作動させる。最後に、段3の分離がDIUによって命令されるとき、段3は分離し、‘段3が去った’信号が段4(ノーズアセンブリ)からの信号によってDIUに送られる。ステップ150において、ソフトウェア100は、この信号の存在をチェックし、それを受け取ると、(別に示していない)段4(終端)の制御ソフトウェアを作動させる。

このように、特定の応用に対する特定の実施形態に関して本発明をここで記述してきた。当業者および本教示にアクセスする者は、それらの範囲内の、追加の修正、応用、および実施形態を認識するだろう。

それゆえに、特許請求の範囲によって、本発明の範囲内の、すべてのそのような応用、修正、および実施形態をカバーするように向けられている。
以下に、本願出願時の特許請求の範囲に記載された発明を付記する。
〔1〕多段式ミサイルシステム(10)において、
隣接の段に物理的に結合され、隣接の段から物理的に切り離されるように適合されている複数の段(20、30、40、50)と、
各段を制御する、単一の段(50)上に配置されたプロセッサ(52)とにより特徴付けられる多段式ミサイルシステム(10)。
〔2〕前記プロセッサ(52)はさらに、前記各段上の電子回路に前記プロセッサ(52)を結合するシリアルバスインターフェース(80)を含む上記〔1〕記載の発明。
〔3〕前記インターフェース(80)は、IEEE1394bインターフェースである上記〔2〕記載の発明。
〔4〕前記インターフェース(80)は、物理層インターフェースを含む上記〔3〕記載の発明。
〔5〕前記インターフェース(80)は、リンク層インターフェースを含む上記〔4〕記載の発明。
〔6〕前記プロセッサ(52)は、前記段に対して誘導機能を実行するように適合されている上記〔1〕記載の発明。
〔7〕前記プロセッサ(52)は、前記段に対してナビゲーション機能を実行するように適合されている上記〔1〕記載の発明。
〔8〕前記プロセッサ(52)は、前記段に対して制御機能を実行するように適合されている上記〔1〕記載の発明。
〔9〕前記プロセッサ(52)は、フィールドプログラム可能ゲートアレイ(110)を含む上記〔1〕記載の発明。

Claims (9)

  1. 多段式ミサイルの最終段上に配置されるように構成されているデジタルインターフェースユニット(DIU)において、
    前記DIUは、
    複数のプロセッサを相互に接続し、複数のプロセッサの接続を切るために、複数のポート、インターフェース、およびインターフェース論理回路を有するゲートアレイと、
    前記ゲートアレイに結合された第1のプロセッサと、
    前記ゲートアレイを介して、前記第1のプロセッサに結合された第2のプロセッサとを具備し、
    前記DIUは、前記段の間のデイジーチェーン相互接続を提供するシリアルバスインターフェースによって、前記多段式ミサイルの段のそれぞれに対して誘導機能およびナビゲーション機能を実行し、前記段のうちのいくつかに対してだけ制御機能を実行するように構成されており、
    前記プロセッサのうちの少なくとも1つは、前記段の前記誘導機能およびナビゲーション機能を実行するための段制御命令により構成されている誘導プロセッサであり、
    前記ゲートアレイは、現在制御されている段に対する前記段制御命令により前記誘導プロセッサを構成するフィールドプログラム可能ゲートアレイ(FPGA)であり、
    前記誘導プロセッサは、前記現在制御されている段の分離に先立って、前記現在制御されている段に対して段制御命令を実行するように構成されており、
    前記DIUは、前記誘導プロセッサに対して、段の分離を命令し、段が去ったことを示す信号を提供するように構成されており、
    前記段制御命令は、前記段が去ったことを示す信号の存在をチェックし、それに応答して、前記FPGAに、次の段を制御するための段制御命令により前記誘導プロセッサを構成させるように構成されており
    前記最終段は、第4段であり、前記多段式ミサイルは、第1段、第2段および第3段を含み、
    前記第4段は、ペイロードを含み、
    前記第3段は、前記シリアルバスインターフェース通して前記DIUから、誘導、ナビゲーション、および自動操縦、の命令を受け取り、それに応答してスラストベクターおよび姿勢制御の信号を提供する、第3段の制御装置を含む、デジタルインターフェースユニット(DIU)。
  2. 隣接の段に物理的に結合され、隣接の段から物理的に切り離されるように適合されている複数の段を具備する多段式ミサイルにおいて、
    前記ミサイルは、
    最終段上に配置され、前記段のそれぞれに対して誘導機能およびナビゲーション機能を実行し、前記段のうちのいくつかに対してだけ制御機能を実行するように構成されているデジタルインターフェースユニット(DIU)と、
    前記各段上の電子回路に前記DIUを結合し、前記段の間にデイジーチェーン相互接続を提供するシリアルバスインターフェースとを具備し、
    前記DIUは、
    前記段の前記誘導機能およびナビゲーション機能を実行するための段制御命令により構成されている誘導プロセッサと、
    現在制御されている段に対する前記段制御命令により前記誘導プロセッサを構成するフィールドプログラム可能ゲートアレイ(FPGA)と、
    前記シリアルバスインターフェースを制御するように構成されているバス制御装置とを含み、
    前記誘導プロセッサは、前記現在制御されている段の分離に先立って、前記現在制御されている段に対して段制御命令を実行するように構成されており
    前記最終段は、第4段であり、前記多段式ミサイルは、第1段、第2段および第3段を含み、
    前記第4段は、ペイロードを含み、
    前記第3段は、前記シリアルバスインターフェース通して前記DIUから、誘導、ナビゲーション、および自動操縦、の命令を受け取り、それに応答してスラストベクターおよび姿勢制御の信号を提供する、第3段の制御装置を含む、多段式ミサイル。
  3. 前記DIUは、前記誘導プロセッサに対して、段の分離を命令し、段が去ったことを示す信号を提供するように構成されており、
    前記段制御命令は、前記段が去ったことを示す信号の存在をチェックし、それに応答して、前記FPGAに、次の段を制御するための段制御命令により前記誘導プロセッサを構成させるように構成されている、請求項2記載の多段式ミサイル。
  4. 記第3段の制御装置は、電気的に作動される爆発デバイス、電力調整ユニット(PCU)、および入力/出力(I/O)インターフェースに結合されており、前記I/Oインターフェースは、搭載されているGPS受信機からビークルの位置データを受け取り、前記シリアルバスインターフェースを介して前記DIUと通信し、前記I/Oインターフェースおよびシリアルバスインターフェースは、GPS、誘導、姿勢制御、および他の段に関連したデータが前記DIUに送られることを可能にし、前記DIUが前記電気爆発デバイスを作動させることにより前記第3段の放出をトリガすることを可能にするように構成されている請求項3記載の多段式ミサイル。
  5. 前記第2段は、前記シリアルバスインターフェースによって前記DIUに結合されている第2段の電子機器パッケージを含み、前記第2段は、IMUと、前記第2段の機械の分離のための、第2段直線型装薬(LSC)と、前記シリアルバスによって前記DIUに送られる遠隔測定およびIMUデータを収集して、前記DIUが前記第2段の放出をトリガすることを可能にするI/O制御装置とを含む請求項4記載の多段式ミサイル。
  6. 前記第1段は、第1段の電子機器パッケージを含み、前記第1段の電子機器パッケージは、スラストベクター制御装置(TVC)と、TVC駆動装置と、分離兵器と、前記第1段の機械の分離のための第1段LSCとを含み、前記第1段は、前記DIUが前記第1段の放出をトリガすることを可能にするように、前記シリアルバスインターフェースによって前記DIUに結合されている請求項5記載の多段式ミサイル。
  7. 前記DIUは、関連している段に対する段制御命令に基づいて、前記第1段と、前記第2段と、前記第3段と、前記第4段とに対して誘導機能およびナビゲーション機能を実行するように構成されており、
    前記DIUは、関連している段に対する段制御命令に基づいて、前記第2段と、前記第3段と、前記第4段とに対してだけ、制御機能を実行するように構成されている請求項6記載の多段式ミサイル。
  8. 複数の段の多段式ミサイルを制御する方法において、
    前記複数の段は、隣接の段に物理的に結合され、隣接の段から物理的に切り離されるように適合されており、
    前記方法は、
    最終段上に配置されたデジタルインターフェースユニット(DIU)により、前記段のそれぞれに対して誘導機能およびナビゲーション機能を実行し、前記段のうちのいくつかに対してだけ制御機能を実行することと、
    前記各段上の電子回路に前記DIUを結合するシリアルバスインターフェースにより、前記段の間にデイジーチェーン相互接続を提供することとを含み、
    前記方法は、
    フィールドプログラム可能ゲートアレイ(FPGA)を使用して、前記段の前記誘導機能およびナビゲーション機能を実行するための段制御命令により誘導プロセッサを構成し、前記FPGAは、現在制御されている段に対する前記段制御命令により前記誘導プロセッサを構成することと、
    前記現在制御されている段の分離に先立って、前記現在制御されている段に対して段制御命令を実行することとを含み、
    前記最終段は、第4段であり、前記多段式ミサイルは、第1段、第2段および第3段を含み、
    前記第4段は、ペイロードを含み、
    前記方法は、
    前記第3段において、前記シリアルバスインターフェース通して前記DIUから、誘導、ナビゲーション、および自動操縦、の命令を受け取り、それに応答してスラストベクターおよび姿勢制御の信号を提供することを含む方法。
  9. 前記誘導プロセッサに対して、段の分離を命令し、段が去ったことを示す信号を提供するように前記DUIを構成することをさらに含み、
    前記段制御命令は、前記段が去ったことを示す信号の存在をチェックし、それに応答して、前記FPGAに、次の段を制御するための段制御命令により前記誘導プロセッサを構成させるように構成されている請求項記載の方法。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8104719B2 (en) 2005-11-17 2012-01-31 Raytheon Company Digital interface unit (DIU) and method for controlling stages of a multi-stage missle
JP5030811B2 (ja) * 2008-02-15 2012-09-19 三菱重工業株式会社 宇宙機システム
CN101950175B (zh) * 2010-10-21 2012-07-04 广州数控设备有限公司 一种基于工业以太网的高速现场总线实现方法
DE102014007325B3 (de) * 2014-05-14 2015-10-08 Astrium Gmbh Rakete mit mehreren Stufen
EP3100954A1 (de) 2015-06-04 2016-12-07 Airbus DS GmbH Rakete mit mehreren stufen

Family Cites Families (12)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4096802A (en) * 1976-11-26 1978-06-27 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy Motion-induced stimuli initiation system
JPH03128289U (ja) * 1990-03-28 1991-12-24
RU2238226C2 (ru) * 2000-07-19 2004-10-20 Карпов Анатолий Степанович Многоступенчатая модульная ракета-носитель
JP4098987B2 (ja) * 2002-01-31 2008-06-11 富士通株式会社 インターフェース変換システム及びデータ転送方法
US20040015637A1 (en) * 2002-07-22 2004-01-22 Cedric Yau Multiple bus interface for a computer system
CN1403781A (zh) * 2002-10-21 2003-03-19 张宝林 一种新型军用便携组合式双联高速防空导弹
US7152134B2 (en) * 2003-04-11 2006-12-19 The Boeing Company Interfacing a legacy data bus with a wideband data bus utilizing an embedded bus controller
US7137588B2 (en) * 2004-01-06 2006-11-21 United Technologies Corporation Ballistic target defense system and methods
US7185857B2 (en) * 2004-01-28 2007-03-06 Honeywell International, Inc. Thrust vector actuation control system and method
US20050188135A1 (en) * 2004-02-02 2005-08-25 University Of South Florida High performance serial bus data recorder
JP2007085627A (ja) * 2005-09-21 2007-04-05 Mitsubishi Electric Corp 誘導ミサイル
US8104719B2 (en) * 2005-11-17 2012-01-31 Raytheon Company Digital interface unit (DIU) and method for controlling stages of a multi-stage missle

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