KR0169539B1 - 디지탈 좌표 변환 장치를 가지는 에러 검출 장치 - Google Patents

디지탈 좌표 변환 장치를 가지는 에러 검출 장치 Download PDF

Info

Publication number
KR0169539B1
KR0169539B1 KR1019950041233A KR19950041233A KR0169539B1 KR 0169539 B1 KR0169539 B1 KR 0169539B1 KR 1019950041233 A KR1019950041233 A KR 1019950041233A KR 19950041233 A KR19950041233 A KR 19950041233A KR 0169539 B1 KR0169539 B1 KR 0169539B1
Authority
KR
South Korea
Prior art keywords
signal
tracking
missile
digital
error correction
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.)
Expired - Fee Related
Application number
KR1019950041233A
Other languages
English (en)
Other versions
KR960018997A (ko
Inventor
엘. 웰즈 마이클
에이. 타이슨 존슨
제이. 샌드 리챠드
에스. 히가 글렌
엘. 포웰스 제인
Original Assignee
완다 케이. 덴슨-로우
휴우즈 에어크라프트 캄파니
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 완다 케이. 덴슨-로우, 휴우즈 에어크라프트 캄파니 filed Critical 완다 케이. 덴슨-로우
Publication of KR960018997A publication Critical patent/KR960018997A/ko
Application granted granted Critical
Publication of KR0169539B1 publication Critical patent/KR0169539B1/ko
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F41—WEAPONS
    • F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
    • F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
    • F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
    • F41G7/30—Command link guidance systems
    • F41G7/301—Details
    • F41G7/303—Sighting or tracking devices especially provided for simultaneous observation of the target and of the missile
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F11/00—Error detection; Error correction; Monitoring
    • G06F11/07—Responding to the occurrence of a fault, e.g. fault tolerance
    • G06F11/08—Error detection or correction by redundancy in data representation, e.g. by using checking codes
    • G06F11/10—Adding special bits or symbols to the coded information, e.g. parity check, casting out 9's or 11's

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Quality & Reliability (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Numerical Control (AREA)
  • Radar Systems Or Details Thereof (AREA)

Abstract

항공기 탑재 미사일 유도 및 추적 시스템에서 미사일 유도 신호 계산에 사용되는 신호를 발생시키는 에러 검출 장치(42)가 개시되었다. 에러 검출 장치(42)는 미사일에 의하여 방출되는 추적 신호로부터 제1 엔빌로프 신호를 발생시키기 위한 수단(146, 148, 150, 152, 154)를 구비한다. 엔빌로프 신호는 아날로그-디지탈 변환기(158)에 의하여 기준 신호와 함께 디지털 신호로 변환된다. 마이크로콘트롤러(168)은 디지탈 신호로부터 에러 보정 신호를 계산한다. 디지털 -아날로그 변환기(160)은 디지탈 에러 보정 신호 를아날로그 에러 보정 신호로 변환하고, 아날로그 에러 보정 신호를 미사일 유도 명령 계산에 사용하기 위하여 시스템으로 출력한다.

Description

디지탈 좌표 변환 장치를 가지는 에러 검출 장치
제1도는 본 발명이 실행되는 항공기의 측입면도.
제2도는 본 발명이 실행되는 전형적 미사일 시스템의 단순화된 블록도.
제3도는 제2도의 미사일 시스템의 망원 조준 유니트의 분해도.
제4도는 제2도의 시스템의 다른 부분들의 블록도와 함께 제3도의 망원 조준 유니트의 망원경 클러스터의 일부를 도식적으로 도시하는 사시도.
제5도는 본 발명에 따른 에러 검출기 컴퓨터의 부분적 블록도 및 부분적 개요도.
제6a도 내지 제6e도는 다양한 처리 단계에서 제5도의 에러 검출기 컴퓨터에 입력되는 미사일 추적 신호 및 기준 신호의 파형도.
* 도면의 주요부분에 대한 부호의 설명
10 : 항공기 14 : 조준 유니트
16 : 미사일 표적 22 : 미사일
24 : 추적 신호 134 : 센트로이드 값
158 : 아날로그-디지탈 변환기 160 : 디지탈-아날로그 변환기
162 : 에러 보정 신호 168 : 마이크로콘트롤러
186 : 엔빌로프 신호 188 : 기준 신호
본 발명은 항공기 탑재 미사일 유도 및 추적 시스템(aircraft-based missile guidance and tracking system)에 관한 것으로서, 특히 미사일 유도 및 추적 시스템의 정확도를 높이기 위한 에러 검출기(error detector)에 관한 것이다. 종래의 항공기 탑재 미사일 유도 및 추적 장치에서는 조준선 유도 명령 (command to line of sight)으로 불리는 조준 기법이 사용되었다. 이 기법은 시스템 작동자로 하여금 항공기로부터 미사일을 발사하고 미사일을 의도된 표적으로 유도할 수 있도록 한다. 이러한 시스템은 항공기로부터 발사된 미사일이 표적에 성공적으로 도달할 확률을 크게 증대시킨다.
전술한 미사일 유도 및 추적 시스템에 있어서의 시간적(visual) 피드백은 전형적으로 채프만에게 허여된 미합중국 특허 제3,989,947호 망원경 클러스터(Telescope Cluster)에 개시된 바와 같은 망원경에 기초한 광학 장비에 의하여 제공된다. 채프만의 특허에 개시된 바와 같이, 시스템의 작동자는 시스템 망원경의 하나를 통하여 의도된 표적의 위치를 확인한다. 표적의 위치가 확인된후에, 작동자는 표적의 영상이 광학 장비의 수평 및 수직 교차 눈금(cross-hairs)의 교차부 사이에 오도록 조정하고 미사일을 발사한다. 작동자는 표적 영상의 위치를 교차 눈금의 교차부 사이에 유지시킴으로써 미사일을 효과적으로 표적으로 유도할 수 있다.
작동자가 표적 영상 위치를 교차 눈금들의 교차부에 유지시킬 때, 광학 시스템은 전형적으로 미사일 내의 소스로부터 방출되는 적외선 복사인 미사일 추적 신호를 검출하여 미사일을 추적한다. 유도 및 추적 시스템의 에러 컴퓨터는 광학적으로 검출된 추적 신호를 처리하여 미사일이 의도된 표적으로부터 벗어났는 지의 여부를 결정한다. 미사일이 의도된 표적으로부터 벗어난 경우, 시스템은 미사일로 전송되는 미사일 유도 신호를 통하여 미사일을 정확한 궤도로 유도한다.
현재 전형적인 미사일 유도 및 추적 시스템의 에러 컴퓨터는 아날로그 구성소자를 통하여 추적 신호를 처리한다. 그러나 아날로그 구성소자는 개략적 오차보정 신호를 제공할 수 있는 반면에, 그 정확성 및 응용 적응성에 있어서 한계를 가진다. 또한 아날로그 구성 소자는 종종 고가이며 구하기 힘든 시스템 내에서 실행된다.
따라서, 전술한 아날로그 에러 검출기 컴퓨터에 관련된 한계들에 의하여 제한되지 아니하고 상대적으로 저렴하며 구하기 쉬운 구성 요소들로 구성될 수 있는 에러 검출기 컴퓨터의 필요성이 존재한다. 본 발명에 의하여, 미사일 유도 신호를 계산하기 위한 에러 검출기 컴퓨터가 제공된다. 본 에러 검출기 컴퓨터는 미사일 표적을 조준하고 미사일로부터 추적 신호를 수신하기 위한 조준 유니트(sight unit) 및 기준 신호를 제공하기 위한 신호 발생기를 포함하는 항공기 탑재 미사일 유도 및 추적 시스템에서 특히 유용하다. 본 발명에 의하여, 추적 신호로부터 제1 엔빌로프 신호(a first enevelopesignal)을 발생시키는 수단이 조준유니트에 연결된다. 아날로그-디지탈 변환기는 엔빌로프 신호와 기준 신호를 디지탈 신호로 변환하고, 디지탈 신호를 마이크로콘트롤러에 입력한다. 마이크로콘트롤러는 디지탈 신호로부터 에러 보정 신호(error correction signal)을 계산한다. 디지탈-아날로그 변환기는 디지탈 에러 보정 신호를 아날로그 에러 보정 신호를 변환하고 이 아날로그 신호를 미사일 유도 신호의 계산에 사용되도록 시스템으로 출력한다.
본 발명의 다양한 장점은 첨부한 도면을 참조한 이하의 상세한 설명으로부터 명확하게 이해될 수 있다.
이하의 발명의 양호한 실시예들은 본 발명을 예시하기 위한 것으로서, 본 발명의 범위, 응용 또는 용도를 제한하지 아니한다.
제1도를 참조하면, 본 발명이 실행되는 헬리콥터의 측면도가 10으로 표시되었다. 도시된 헬리콥터는 Ah-1 계열의 공격용 헬리콥터일 수 있다. 그러나 본 발명은 50MD 계열의 공격용 헬리콥터 또는 유도 미사일 시스템을 사용하는 다른 기종의 항공기에서 실행될 수 있다. 도시된 바와 같이, 조종사(11)은 헬리콥터를 조종하고, 시스템 작동자 또는 사수(12)는 미사일 Y적(16)의 위치를 찾기 위하여 일반적으로 14로 표시된 접안경(eyepiece)을 사용한다. 시스템 작동자(12)는 접안경(14)를 사용하여 광학 장치(18)에 의하여 검출된 표적(16)의 영상을 관측한다. 광학 장치(18)로는 양호하게는 채프만에게 허여되어 휴우즈 에어크라프트사에 양도되고 본 명세서에서 참조된 전술한 미합중국 특허 제3,989,947호 망원경 클러스터에 상세히 기재된 유형의 장치가 사용될 수 있다.
채프만의 특허에 개시된 바와 같이, 광학 장치(18)은 선(20)으로 표시된 바와 같이 표적을 검출한다. 미사일이 발사 장치(26)으로부터 발사된 후에 미사일(22)로부터 추적 신호(24)가 방출된다. 이 추적 신호는 전형적으로 미사일 내의 소스로부터 방출되는 적외선 복사이다. 추적 신호(24)는 이하에서 상세히 설명되는 미사일 유도 및 추적 시스템에 의하여 처리된다. 이 시스템은 처리된 추적 신호를 미사일 유도 신호(28)을 계산하기 위하여 사용하고, 미사일 유도 신호는 미사일이 의도된 표적으로부터 벗어나는 것을 방지하기 위하여 미사일로 전송된다. 미사일 유도 신호는 사용되는 시스템의 유형에 따라 유선 또는 무선 방방식으로 미사일에 교신될 수 있다. 그리고 미사일 유도 신호는 항공기(10) 내의 유도 및 추적 시스템으로부터 외부 엄비리컬(umbilical) 접속부(30) 및 미사일 발사대(32)를 통하여 미사일(22) 또는 안테나로 전송된다.
미사일(22)는, 양호하게는 공지된 토우 미사일 시스템 중의 하나 내에서 작동되는 토우 미사일이다. 본 발명은 예시의 목적으로 제2도의 블록도를 도시된 M-65 등의 토우 미사일 시스템 중의 하나 내에서 실행된다. 제2도의 블록도가 M-65 토우 미사일 시스템을 표현하고 있으나, 본 발명이 속하는 분야의 기술자들은 이하의 설명으로부터 본 발명이 M-65, M-65/LAAT, M-65 C-NITE 및 TAMAM 야간 조준 시스템(NTS 또는 NTS-A) 및 전술한 M-65 토우 미사일 시스템과 동일하거나 유사한 구성요소로 구성되는 기타 항공기 탑재 미사일 유도 및 추적 시스템에서도 실행될 수 있음을 알 수 있다.
전체적으로 36으로 표시된 M-65 시스템은 안정화 제어 증폭기(SCA; 38), 에러 검출기 시스템(42)를 가지는 망원 조준 유니트(TSU; 40), 및 미사일 명령 증폭기(MCA; 44)를 포함함한다. SCA(38)은 조종사에게 항공기에 대한 조준 광학 장치의 위치를 표시하기 위하여 46으로 표시된 조종사 조향 명령을 헤드 업 디스플레이(head up display; 47)로 송신한다. SCA(38)은 표적(16)을 추적하기 위하여, 조종사/사수 헬멧 조준 장치(48)로부터 헬멧 조준 장치를 사용하여 포착된 표적 위치를 나타내그런데 포착 명령(Aacquisition commands; 50)을 수신하고, 조준 수동 제어부(sight hand control; 52)로부터 사수 명령(54)를 수신한다. 또한, SCA(38)은 토우 제어패널(TCP; 58)로부터 명령(56)을 수신한다. 이러한 토우 제어 패널 명령(56)은 파일럿 마스터 아암 명령(57) 및 사수(12)로부터의 시스템 모드 명령(57)로부터 얻어진다.
SCA(38)은 또한 공기속도 센서(62)로부터 항공기 속도에 관한 데이터(60)을 수신하고 항공기 수직 자이로 센서(66)으로부터 항공기 피치각 침항공기 롤링각을 나타내는 데이터(640를 수신한다. 또한, SCA는 탑재 짐발 앙각 및 방위각 자이로(gimbal elevation and azimuth gyros) 및 가속도계로부터 수신되는 데이터로부터 처리된 에러 신호(72)를 수신하고, 채프만 특허에 개시된 바와 같이, TSU(40)의 (도시되지 않은) 짐발 탑재된 망원경 클러스터를 안정화시키기 위하여 방위각 및 앙각 안정화 명령(72)를 회신시킨다.
계속하여 제2도를 참조하면, TSU(40)은 SCA(38)에 연결될 뿐만 아니라, 표적 포착의 목적으로 조준 장치에 방향 코사인(78)을 부여하기 위하여 파일럿/사수 헬멧 조준 장치(48)에도 연결되어 있다. 미사일(22)를 발사하기 이전에 미사일 발사대(32)가 정확하게 위치하도록 하기 위하여 항공기 앙각 데이터(82)를 발사대 서보에 제공하기 위하여 발사대 서보(80)에도 연결되어 있다. TSU(40)은 또한 포(gun)위치 명령(88)을 제공하고 포탑(gun turret; 86)으로부터 포 위치 데이터(90)을 수신하기 위하여 포탑(86)에도 연결되어 있다.
다시 제2도를 참조하면, MCA(44)는 미사일(22)로 출력하기 위하여 SCA(38)로부터 조향 데이터를 수신하는 외에도, TCP(58)에 의하여 결정된 미사일을 선택하기 위하여 미사일 발사대(32)에 연결되어 있고, 유도 명령(94)를 통하여 미사일 발사대(84)에 유도 명령(85)를 제공하고 미사일 발사대(84)를 통하여 미사일(22)에 예비 발사 신호등의 미사일 준비 명령(96)을 제공하기 위하여 지점 92에서 기타 제어 장치와 연결되어 있다.
제3도에는 망원 조준 유니트(40)의 분해도가 도시되어 있다. TSU(40)은 메인 하우징(104)와 하우징(104)로부터 연장되는 아암(106)을 포함한다. 아암(106)에는 접안경(14)가 하우징되어 있는데, 이는 사수(12)가 미사일 표적(18)을 관측하기 위하여 사용된다. 아암(106)에는 또한 좌측 그립(108)이 위치하는데, 이는 제2도의 조준 수동 제어부(52)에 대응한다. C-Nite 시스템에서, 고전압 전원(110)이 TSU(40)에 동력을 공급하는데, 이는 음극선관(112)와 함께 아암(106)에 위치한다. 하우징(104)의 상부에는 레이저 전자 장치(114)가 위치하는데, 이는 레이저 추적 미사일 시스템이 사용될 때 사용되거나 레이저 레인지 발견을 위하여 사용된다. 하우징(104) 내에는 전방 관측 적외선(FLIR) 서브어셈블리(116)이 위치하는데, 이는 표적 조준 및 추적의 목적으로 사용된다. 또한 안정화된 짐발(118) 위에는 망원경 클러스터(16)이 장착되는데, 이는 채프만의 미합중국 특허 제3,989,947호 망원경 클러스터에 개시된 바와 같이 미사일 유도 및 추적의 목적으로 사용된다.
또한, 하우징(104) 내의 TSU/비디오 전자장치(124)에는 열교환기(122)가 설치된다. 열교환기(122)는 공기 덕트(126)을 통하여 전자 장치(124)의 열을 발산시킨다. 특히 C-Nite 시스템의 경우에, 하우징 내에 에러 검출기 컴퓨터(42)가 위치하는데, 이는 클러스터(16)과 교신하여 이하에서 상술하는 바와 같이 에러 신호를 발생시킨다. 에러 검출기 컴퓨터는 M-165 및 NTS 시스템에서는 약간 상이한 형태로 사용된다.
제4도에는 망원경 클러스터(16)의 특정 구성부를 도시한다. 채프만의 특허에 개시된 바와 같이, 사수(12)는 접안경(14) 및 망원경 클러스터(16) 등의 광학 장비를 사용하여 미사일 표적(18)을 관측한다. 망원경 클러스터(16)은 미사일(22)과 비행 중에 방출하는 신호를 추적하는 광학 장치를 포함한다. 추적 신호는 대물 렌즈(130)을 통하여 검출되고, 모터에 의하여 구동되는 회전 미러(132) 상의 지점에 집중된다. 이 지점은 뉴테이트(nutate) 되어 대물 렌즈(130)의 초점 평면 상에 원(134)를 형성한다.
대물 렌즈(130)의 촛점 평면에는 L자형 검출기가 물리적으로 위치되어 있다. 수평 검출기 레그(136)은 방위각 채널에 대응하고, 수직 검출기 레그(138)은 TSU(40)의 양각 채널 및 미사일 표적(16)을 조준하기 위하여 사수(12)에 의하여 사용되는 (도시되지 않은) 방위각 및 앙각 교차 눈금에 대응한다. 수평 및 수직 검출기 눈금(136, 138)은 미러(132)의 매 회전 마다 한번씩 원(134)가 각각의 검출기 레그와 교차할 때, 방위각 및 앙각 채널들에 대한 원(134)의 위치를 검출한다.
원(134)의 중심은 미사일(22)가 표적(18)을 향하여 경로를 따라 곧게 비행할 경우 검출기 레그(136, 138)의 교차부에 위치한다. 그러나 비행 중의 미사일(22)의 정확한 위치는 검출기 레그(136, 138)에 대한 원(134)의 위치가 시프트되도록 한다. 검출기 레그(136, 138)에 의하여 검출되는 미사일 위치 데이터는 전체적으로 36으로 표시된 제2도의 미사일 시스템 내에 예시된 미사일 제어부에 의하여 처리되기 이전에 에러 검출기 컴퓨터(42)에 입력되고, 미사일을 정궤도로 조향하기 위하여 사용되는 미사일 유도 신호로서 미사일(22)로 전송된다.
제5도에는 본 발명의 대상인 에러 검출기 컴퓨터가 전체적으로 42로 표시된 개략적 블록도이다. 에러 검출기 컴퓨터(42)는 3개의 별도의 매치된 회로 카드(140, 142, 144)로서 이루어진다. 회로 카드(140)은 TSU(40)으로부터 입력을 수신하기 위한 전치 증폭기(preamplifier; 146), 전치 증폭기(146)으로부터 입력을 수신하는 자동 이득 제어 증폭기(148), TSU(40)으로부터의 신호의 예정된 부분만 통과시키기 위한 대역 통과 필터(150) 및 대역 통과 필터(150)로부터의 통과된 신호를 정류하기 위한 변환기가 커플된 전파(full wave) 증폭기(152)를 포함한다.
회로 보드(142)는 다이오드(152)로부터 출력된 정류된 신호를 수신하는 저역통과 필터(154), 저역 통과 필터(154)의 입력과 후술하는 기타 구성부에 연결된 멀티플렉서(156), 멀티플렉서(156)으로부터 멀티플렉스된 신호를 수신하는 아날로그-디지탈 변환기(158) 및 아날로그 에러 보정 신호(162)를 출력하기 위한 디지탈-아날로그 변환기(160)을 포함한다. 회로 보드(142)는 또한 에러 컴퓨터(42)는 또한 에러 컴퓨터(42)에 동력을 공급하기 위한 동력 제어장치(164) 및 스캔 서클의 원치 않는 부분 도중에 대역 통과 필터(150)의 이득을 소거하기 위한 블랭킹 발생기(blanking generator: 166)을 포함한다.
회로 카드(144)은 데이터 버스(170)을 통하여 멀티플렉서(156), 아날로그-디지탈 변환기(158), 디지탈-아날로그 변환기(160) 및 블랭킹 발생기(166)에 연결된 마이크로콘트롤러(168)을 포함한다. 이 시스템은 이하에서 상술하는 이유로 라인(176)을 통하여 멀티플렉서(1(156)에 제공되어 기준 신호를 발생시키기 위한, 모터(174)에 의하여 구동되는 사인 및 코사인 발생기(172)를 더욱 포함한다.
여기에서, 방위각 및 앙각 각각의 입력을 위하여 별도의 채널이 존재함을 이해하여야 한다. 각각의 채널의 정류된 출력은 회로 보드(142)의 별도의 저역 통과 필터(154)로 입력된다. 그러나, 제5도에는 설명의 목적으로 방위각 채널의 신호에 대응하는 하나의 채널만이 도시되었다.
제4, 5 및 6a 내지 6G도를 참조하여, 에러 검출기 컴퓨터(42)의 동작을 설명한다. 제4도에 도시된 바와 같이, 뉴테이트된 원형 신호(134)는 전치 증폭기(146)을 통하여 에러 컴퓨터(42)로 입력되어, 제6a도에 도시된 바와 같은 증폭된 파형(140)으로 출력된다. 증폭된 파형(140)은 TSU(40)의 방위각 채널에 나타나는 신호가 증폭된 형태를 가진다. 후속하여, 대역 통과 필터(150)은 신호(180)의 예정된 부분만을 자동 이득 제어 증폭기(148)을 통하여 다이오드(152)로 통과시켜 제6b도에 도시된 바와 같은 신호(182)를 발생시킨다. 신호(182)는 정류되어 카드(142)상의 저역 통과 필터(154)로 전달되는 제6c도에 도시된 신호(184)를 발생시킨다.
저역 통과 필터(154)는 신호(184)로부터 잡음 및 변조 주파수를 걸러 내어 제6d도에 도시된 펄스형태의 엔빌로프 신호를 발생시킨다. 다음으로, 펄스 신호(186)은, 후술되는 바와 같이 사인 코사인 발생기(172)로부터의, 제6e도에 도시된 신호(188)과 비교되고 기준 신호와 함께 멀티플렉서(156)으로 입력된다. 그 결과 발생되는 멀티플렉스된 신호는 데이터 버스(170)을 통하여 마이크로콘트롤러로 입력되기 이전에 아날로그-디지탈 변환기(158)에 의하여 디지탈 신호로 변환된다.
마이크로콘트롤러는 기준 신호 및 엔빌로프 신호를 디지탈 방식으로 표본화하여 엔빌로프 신호의 센트로이드(centroid)를 계산한다. 제6F도에 도시된 바와 같이 (도시의 목적으로 디지탈 신호를 아날로그 형태로 나타냄). 마이크로콘트롤러(168)은 디지탈 엔빌로프 신호가 기준 신호(188)의 문턱 값과 교차하는 점에서부터 엔빌로프 신호의 표본화를 개시하고, 엔빌로프 신호가 하강하여 기준 신호 문턱값과 다시 교차할 때 표본화를 종료한다. 표본화된 데이타로부터, 마이크로콘트롤러(168)는 마이크로콘트롤러에 의하여 실행되는 연관된 프로그램 가능 소프트웨어를 사용하여 엔빌로프 신호의 센트로이드 값을 계산한다. 계산된 센트로이드 값이 제6G도에 도시된 바와 같이 표본화된 디지탈 신호의 표본 10 및 표본 11과 같은 두 개의 표본값의 사이값을 가지면, 마이크로콘트롤러(168)은 마이크로프로세서에 연관된 메모리(도시되지 않음)로부터 프로파일을 불러내어 표본 10 및 표본 11 사이에서 보간을 행하여 표본 10.5에서 계산된 센트로이드 값으로 보간한다. 센트로이드의 보간된 값에 본 기술 분야에서 K(1)*T로 알려진 시변 이득 프로파일이 곱하여 져서 에러 보정 신호의 진폭을 항공기와 미사일 간의 거리에 대략 대응하도록 조정한다.
에러 신호값 VS1이 계산되고 이 값에 시변 이득 프로파일 K(1)*T이 곱하여진 후, 이 값은 데이타 버스(170)을 경유하여 디지탈-아날로그 변환기(160)으로 입력된다. 그 결과 얻어진 아날로그 에러 신호는 SCA(38) 및 MCA(44)를 통하여 미사일의 궤도를 유지하기 위한 유도 신호를 출력하기 위하여 더욱 처리되도록 162로 출력된다.
본 명세서에 개시된 에러 검출기 컴퓨터는 (제2도에 도시된 바와 같은) M-65, M-65/LATT, M-65/C-NITE 및 야간 조준 시스템 (NTX 및 NTS-A) 토우 미사일 시스템을 포함하되 이들로 제한되지는 않는 항공기 탑재 토우 미사일 시스템에서 사용되도록 설계되었다. 그러나 본 발명에 따른 에러 검출기 컴퓨터는 브래들리 전투 차량 시스템(BFVS) 또는 GMHE 통합 토우 시스템(GITS)와 같은 육상 차량 미사일 시스템에서도 사용될 수 있다. 본 발명을 사용하면 에러 계산 기능을 수행하기 위하여 사용되는 종래의 장치에 관련된 많은 고가의 아날로그 하이브리드 부품들이 사용되지 않는다. 유사하게, 본 에러 검출기 컴퓨터는 고가의 그리고 종종 구하기 힘든 아날로그 부품을 요하지 않는다. 본 디지탈 에러 검출기 컴퓨터는 고도의 신뢰성을 가지고, 소프트웨어에 의하여 구동되는 구성요소 때문에 적응성 및 확장 가능성을 가진다. 또한 본 에러 검출기 컴퓨터는 미사일 시스템으로부터 발사되는 미사일의 표적 적중률을 증대시키며, 이는 기존의 아날로그 방식의 시험 장비와 호환성을 가진다.
이상의 상세한 설명, 도면 및 첨부된 특허청구의 범위의 기재로부터 본 발명이 속하는 분야의 기술자들은 본 발명의 기타 다양한 장점을 자명하게 알 수 있다.

Claims (25)

  1. 미사일 표적(16)을 조준하고 미사일(22)로부터 추적 신호(24)를 수신하기 위한 조준 유니트(14)와 기준 신호(188)을 제공하기 위한 기준 신호 발생기를 포함하는 항공기(10) 탑재 미사일 유도 및 추적 시스템에 있어서, 상기 추적 신호(24)로부터 엔빌로프 신호(186)을 발생시키기 위한 수단; 상기 엔빌로프 신호(186) 및 상기 기준 신호(188)을 디지탈 신호로 변환하기 위한 아날로그-디지탈 변환기(158); 데이타 버스(170)을 포함하고 상기 데이타 버스를 통하여 상기 아날로그-디지탈 변환기(158)과 교신하여 상기 디지탈 신호로부터 에러 보정 신호(162)를 계산하는 마이크로콘트롤러(168); 및 상기 디지탈 에러 보정 신호를 아날로그 에러 보정 신호(162)로 변환하고, 상기 아날로그 신호(162)를 미사일 유도 명령의 계산에 사용되도록 상기 시스템으로 출력하는 디지탈-아날로그 변환기(160)을 포함하는 것을 특징으로 하는 미사일 유도 및 추적 장치.
  2. 제1항에 있어서, 상기 마이크로콘트롤러(168)이 상기 디지탈 기준 신호 및 상기 엔빌로프 신호(186)을 표본화하여 표본화된 신호를 발생시키고, 상기 엔빌로프 신호(186)의 센트로이드 값(134)를 계산하고 상기 표본화된 신호로부터 상기 센트로이드 값으로 보간을 행하여 에러 보정 신호(162)를발생시켜 상기 에러 보정 신호를 계산하는 것을 특징으로 하는 장치.
  3. 제2항에 있어서, 상기 에러 보정 신호(162)가 항공기(10)과 미사일(22) 간의 거리를 나타내는 시변 이득 프로파일과 곱하여 지는 것을 특징으로 하는 장치.
  4. 제3항에 있어서, 상기 시변 이득 프로파일이 상기 마이크로콘트롤러(168) 내의 메모리 내에 저장되는 것을 특징으로 하는 장치.
  5. 제1항에 있어서, 상기 추적 신호로부터 엔빌로프 신호(186)을 발생시키는 상기 수단이, 추적 신호의 예정된 주파수의 신호를 출력하기 위한 대역 통과 필터(150); 상기 대역 통과 필터(150)으로부터 상기 출력 신호를 수신하고 이를 정류하기 위한 정류기(152); 및 상기 정류기(152)로부터 상기 정류된 신호를 수신하고 상기 정류된 신호로부터 변조 주파수를 제거하여 상기 엔빌로프 신호(186)을 출력하기 위한 저역 통과필터(154)를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  6. 제1항에 있어서, 상기 미사일로부터 방출되는 상기 추적 신호를 변조하기 위한 변조기; 상기 변조기로부터 상기 변조된 신호를 수신하고 상기 신호를 엔빌로프 신호를 발생시키기 위한 상기 수단으로 전달하는 검출기를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  7. 제1항에 있어서, 상기 검출기가 상기 조준 유니트의 방위각 채널에 연결된 제1 검출기 레그(136) 및 상기 조준 유니트의 앙각 채널에 연결된 제2 검출기 레그(138)을 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  8. 제2항에 있어서, 상기 추적 신호를 증폭하기 의한 전치 증폭기(146; 및 상기 전치 증폭기로부터 상기 증폭된 추적 신호를 수신하고 상기 보간된 신호값에 상기 시변 이득 프로파일을 곱하여 상기 마이크로콘트롤러(168)에서 상기 에러 보정 신호를 발생시키기 위한 자동 이득 제어 증폭기(148)을 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  9. 제8항에 있어서, 상기 전치 증폭기(146), 상기 자동 이득 제어 증폭기(148), 상기 대역 통과 필터(150) 및 상기 정류기가 제1 회로 카드(140) 상에 위치하는 것을 특징으로 하는 장치.
  10. 제9항에 있어서, 상기 저역 통과 필터, 상기 멀티플렉서, 상기 아날로그-디지탈 변환기(158) 및 상기 디지탈-아날로그 변환기(160)이 상기 제2 회로 카드 상에 위치하는 것을 특징으로 하는 장치.
  11. 제10항에 있어서, 잡음 및 배경 교란으로 인한 오류 신호 피크들을 소거하기 위한 블랭킹 발생기를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  12. 미사일(22)를 표적(16)으로 유도하기 위한 항공기(10) 탑재 미사일 유도 및 추적 시스템(36)에 있어서, 상기 미사일 표적을 조준하기 위한 수단; 상기 미사일로부터 추적 신호를 수신하기 위한 수단; 기준 신호를 제공하는 기준 신호 발생기; 항공기 및 미사일 위치 데이타를 측정하기 위한 수단; 상기 조준 수단, 상기 추적 수단 및 상기 데이타 측정 수단과 교신하여 명령을 입력하기 위한 수단; 상기 미사일(22)를 상기 표적(16)으로 유도하기기 위한 유도 명령을 발생시키기 위한 수단; 및 에러 검출기 컴퓨터를 포함하고, 상기 에러 검출기 컴퓨터가 상기 추적 신호로부터 제1 엔빌로프 신호를 발생시키기 위한 수단; 상기 엔빌로프 신호 및 상기 기준 신호를 디지탈 신호로 변환시키기 위한 아날로그-디지탈 변환기; 데이타 버스(170)을 포함하고, 상기 데이타 버스를 통하여 상기 아날로그-디지탈 변환기(158)과 교신하여 상디 디지탈 신호로부터 에러 보정 신호를 계산하기 위한 마이크로콘트롤러(168); 및 상기 디지탈 에러 보정 신호를 아날로그 에러 보정 신호를 변환하고, 상기 아날로그 신호를 미사일 유도 신호의 계산에 사용되도록 시스템으로 출력하기 위한 디지탈-아날로그 변환기(160)을 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  13. 제12항에 있어서, 상기 마이크로콘트롤러(168)이 상기 디지탈 기준 신호 및 상기 디지탈 엔빌로프 신호를 표본화하여 표본화된 신호를 발생시키고, 상기 엔빌로프 신호의 표본화된 신호의 센트로이드 값(134)을 계산하고 상기 표본화된 값으로부터 상기 센트로이드 값으로 보간을 향하여 에러 보정 신호를 발생시킴으로써 상기 에러 보정 신호를 계산하는 것을 특징으로 하는 장치.
  14. 제13항에 있어서, 상기 보간된 신호가 항공기로부터 미사일까지의 거리를 나타내는 시변 이득 프로파일과 곱하여지는 것을 특징으로 하는 장치.
  15. 제14항에 있어서, 상기 시변 이득 프로파일이 상기 마이크로콘트롤러(168)내의 메모리 내에 저장되는 것을 특징으로 하는 장치.
  16. 제13항에 있어서, 상기 추적 신호를 증폭하기 위한 전치 증폭기(146); 및 상기 전치 증폭기(146)로부터 상기 증폭된 추적 신호를 수신하고 상기 보간된 값에 시변 이득 프로파익을 곱하여 상기 마이크로콘트롤러(168)에서 상기 에러 보정 신호를 발생시키는 자동이득 제어 증폭기(148)를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  17. 제12항에 있어서, 상기 추적 신호로부터 엔빌로프 신호를 발생시키는 상기 수단이 추적 주파수의 예정된 주파수 신호를 출력하는 대역 통과 필터(150); 상기 대역 통과 필터(150)의 상기 출력 신호를 수신하고 정류하는 정류기(152); 및 상기 정류기(152)로부터 정류된 신호를 수신하고 상기 정류된 신호로부터 변조 주파수를 제거하여 상기 엔빌로프 신호(186)을 출력하기 위한 저역 통과 필터(154)를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  18. 제12항에 있어서, 상기 미사일(22)로부터 방출되는 상기 추적 신호를 변조하기 위위한 변조기; 및 상기 변조기로부터 상기 변조된 신호를 수신하고 상기 신호를 엔빌로프 신호를 발생시키는 상기 수단에 전달하는 감지기를 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  19. 제18항에 있어서, 상기 검출기가 상기 조준 유니트의 방위각 채널에 연결된 제1 검출기 레그(136)와 상기 조준 유니트의 앙각 채널에 연결된 제2 검출기 레그(138)을 포함하는 것을 특징으로 하는 장치.
  20. 미사일 표적(16)을 조준하고 미사일(22)로부터 추적 신호를 수신하는 조준 유니트(14)와 기준 신호를 제공하는 기준 신호 발생기를 포함하는 항공기 탑재 미사일 유도 및 추적 시스템에 있어서, 에러 보정 계산을 실행하는 마이크로콘트롤러(158)을 제공하는 단계; 상기 미사일(22)로부터 제1 추적 신호를 수신하는 단계; 상기 추적 신호로부터 엔빌로프 신호를 발생시키는 단계; 상기 엔빌로프 신호 및 상기 기준 신호를 상기 마이크로콘트롤러(158)에 입력시키기 위하여 디지탈 신호로 변환시키는 단계; 상기 마이크로콘트롤러(158)에서 상기 엔빌로프 신호의 센트로이드(134)를 계산하는 단계; 상기 디지탈 신호들을 표본화 하는 단계; 상기 에러 보정 신호를 결정하기 위하여 상기 표본화된 신호들을 상기 센트로이드 값으로 보간하는 단계; 및 상기 보간된 에러 보정 신호를 미사일 유도 신호를 계산하기 위하여 상기 시스템으로 출력될 아날로그 에러 보정 신호로 변환하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 미사일 유도 및 추적 방법.
  21. 제20항에 있어서, 상기 제1 및 제2 엔빌로프 신호가 조준 유니트(14)의 방위각 및 앙각 채널에서 검출기에 의하여 감지된 신호에 대응하고, 상기 추적 신호로부터 제2 엔빌로프 신호를 발생시키는 단계를 더욱 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  22. 제20항에 있어서, 상기 엔빌로프 신호(184)에 대하여 상기 센트로이드(134)를 계산하는 상기 단계 이전에 상기 마이크로콘트롤러(168)에 상기 디지탈 기준 신호를 저장하는 단계; 및 상기 엔빌로프 신호의 센트로이드 값을 계산하는 상기 단계 이후에 상기 저장된 디지탈 기준 신호를 불러내는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  23. 제20항에 있어서, 상기 에러 보정 신호(182)를 발생시키기 위하여 시변 이득 프로파일에 따라 상기 보간된 신호를 증폭하는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  24. 제20항에 있어서, 상기 추적 신호(182)로부터 엔빌로프 신호(186)을 발생시키는 상기 단계가, 상기 추적 신호의 예정된 주파수만을 통과시키는 단계; 상기 추적 신호의 상기 예정된 주파수만을 정류하는 단계; 및 상기 정류된 트랙킹 신호(184)를 필터링하여 상기 엔빌로프 신호(186)을 발생시키는 단계를 포함하는 것을 특징으로 하는 방법.
  25. 표적(16)을 조준하고 미사일 추적 신호를 검출하기 위한 조준 유니트(14)를 포함하는 미사일 유도 및 추적 시스템에서 사용되는 에러 보정 컴퓨터에 있어서, 상기 추적 신호를증폭하기 위한 자동 이득 제어 증폭기; 상기 증폭된 추적 신호를 수신하고 상기 증폭된 추적 신호의 예정된 주파수만을 출력하기 위한 수단; 상기 변조된 추적 신호의 상기 예정된 주파수를 정류하기 위한 수단; 엔빌로프 신호를 출력하기 위한 수단; 기준 신호를 제공하는 기준 신호 발생기; 상기 엔빌로프 신호 및 상기 기준 신호를 디지탈 신호로 변환하기 위한 수단; 상기 기준 엔빌로프 신호를 표본화하여 표본화된 신호를 발생시키고, 상기 엔빌로프 신호의 센트로이드 값(134)를 계산하고 상기 표본화된 신호들 간에서 상기 센트로이드 값으로 보간을 행하는 마이크로콘트롤러(158); 상기 센트로이드 값(134)를 미사일 유도 신호를 계산하기 위하여 상기 시스템으로 출력되는 상기 아날로그 에러 보정 신호로 변환하기 위한 수단을 포함하는 것을 특징으로 하는 에러 보정 컴퓨터.
KR1019950041233A 1994-11-15 1995-11-14 디지탈 좌표 변환 장치를 가지는 에러 검출 장치 Expired - Fee Related KR0169539B1 (ko)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US34013594A 1994-11-15 1994-11-15
US08/340,135 1994-11-15
US8/340,135 1994-11-15

Publications (2)

Publication Number Publication Date
KR960018997A KR960018997A (ko) 1996-06-17
KR0169539B1 true KR0169539B1 (ko) 1999-01-15

Family

ID=23332038

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
KR1019950041233A Expired - Fee Related KR0169539B1 (ko) 1994-11-15 1995-11-14 디지탈 좌표 변환 장치를 가지는 에러 검출 장치

Country Status (7)

Country Link
US (1) US5799899A (ko)
EP (1) EP0713076B1 (ko)
JP (1) JP2909716B2 (ko)
KR (1) KR0169539B1 (ko)
CA (1) CA2161045A1 (ko)
DE (1) DE69521187T2 (ko)
IL (1) IL115964A (ko)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7858910B2 (en) * 2004-09-17 2010-12-28 Lockheed Martin Corporation Zero blind zone doppler beam sharpening
US7795565B2 (en) * 2008-01-03 2010-09-14 Lockheed Martin Corporation Guidance system with varying error correction gain
WO2012005786A2 (en) * 2010-04-09 2012-01-12 Bae Systems Information And Electronic Systems Integration Inc. Automatic re-initialization of resonant sensors in rocket and missile guidance systems
US9803958B2 (en) * 2012-02-22 2017-10-31 Sikorsky Aircraft Corporation Weapons stores processor panel for aircraft
IL242588B (en) * 2015-11-12 2022-07-01 Israel Aerospace Ind Ltd Electromagnetic homing head architecture
US10429151B2 (en) * 2017-06-13 2019-10-01 Raytheon Company Recapture of remotely-tracked command guided vehicle into the tracker's field-of-view

Family Cites Families (29)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3114859A (en) * 1958-12-11 1963-12-17 Harvey Wells Corp Tracking error measuring device
GB1605342A (en) * 1969-11-13 1992-01-02 British Aerospace Improvements relating to missile guidance systems
US3992629A (en) * 1971-03-01 1976-11-16 Hughes Aircraft Company Telescope cluster
US3989947A (en) 1971-03-01 1976-11-02 Hughes Aircraft Company Telescope cluster
GB1398443A (en) * 1971-10-29 1975-06-18 Aerospatiale Method and system for guiding a spinning missile
JPS5019270A (ko) * 1973-06-15 1975-02-28
JPS5511263B2 (ko) * 1974-07-08 1980-03-24
US3974383A (en) * 1975-02-03 1976-08-10 Hughes Aircraft Company Missile tracking and guidance system
US4037202A (en) * 1975-04-21 1977-07-19 Raytheon Company Microprogram controlled digital processor having addressable flip/flop section
US4008869A (en) * 1976-01-07 1977-02-22 Litton Systems, Inc. Predicted - corrected projectile control system
US4406429A (en) * 1978-04-13 1983-09-27 Texas Instruments Incorporated Missile detecting and tracking unit
US4300736A (en) * 1979-08-17 1981-11-17 Raytheon Company Fire control system
SE430102B (sv) * 1981-10-08 1983-10-17 Saab Scania Ab Sett och anordning for styrning av en aerodynamisk kropp med skrovfast malsokare
US4641801A (en) * 1982-04-21 1987-02-10 Lynch Jr David D Terminally guided weapon delivery system
FR2593291B1 (fr) * 1982-04-26 1988-06-24 Trt Telecom Radio Electr Dispositif de detection infrarouge d'un point de paysage et systeme comportant ce dispositif pour le guidage d'un missile sur une cible
FR2559252B2 (fr) * 1984-02-07 1986-12-05 Cilas Alcatel Dispositif laser pour guider un missile sur une cible
US4696441A (en) * 1986-05-06 1987-09-29 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Army Missile referenced beamrider
US4887213A (en) * 1987-07-31 1989-12-12 The Titan Corporation System for, and methods of, providing for a determination of the movement of an airborne vehicle in the atmosphere
US5426435A (en) * 1988-10-28 1995-06-20 Motorola, Inc. Open loop proximity detector
US4923276A (en) * 1989-02-13 1990-05-08 Teledyne Industries, Inc. Tapered optical fiber telescope, tracking system apparatus and method incorporating tapered optical fiber telescopes
FR2647540B1 (fr) * 1989-05-23 1994-03-25 Thomson Csf Dispositif de ralliement de missile
US5042742A (en) * 1989-12-22 1991-08-27 Hughes Aircraft Company Microcontroller for controlling an airborne vehicle
GB2240867A (en) * 1990-02-08 1991-08-14 John Nicholas Holmes Speech analysis
US5042743A (en) * 1990-02-20 1991-08-27 Electronics And Space Corporation Apparatus and method for multiple target engagement
US5062586A (en) * 1990-05-17 1991-11-05 Electronics & Space Corporation Missile tracking, guidance and control apparatus
JPH0437013A (ja) * 1990-05-31 1992-02-07 Nichicon Corp 電解コンデンサの駆動用電解液
US5061930A (en) * 1990-06-12 1991-10-29 Westinghouse Electric Corp. Multi-mode missile seeker system
SE468726B (sv) * 1991-07-02 1993-03-08 Bofors Ab Anordning foer rollvinkelbestaemning
US5651512A (en) * 1995-09-28 1997-07-29 Hughes Electronics Missile tracking system with a thermal track link

Also Published As

Publication number Publication date
IL115964A0 (en) 1996-01-31
US5799899A (en) 1998-09-01
EP0713076B1 (en) 2001-06-06
KR960018997A (ko) 1996-06-17
JPH08271194A (ja) 1996-10-18
IL115964A (en) 1999-03-12
JP2909716B2 (ja) 1999-06-23
CA2161045A1 (en) 1996-05-16
DE69521187T2 (de) 2002-05-29
EP0713076A1 (en) 1996-05-22
DE69521187D1 (de) 2001-07-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
KR920006525B1 (ko) 화기 발사 제어 시스템
US4266463A (en) Fire control device
US4611771A (en) Fiber optic track/reaim system
US5379676A (en) Fire control system
US5973309A (en) Target-tracking laser designation
US6491253B1 (en) Missile system and method for performing automatic fire control
US7773202B2 (en) Laser spot tracker and target identifier
US3974383A (en) Missile tracking and guidance system
US5062586A (en) Missile tracking, guidance and control apparatus
US4173414A (en) Method and apparatus for correcting the aiming of an optical illuminator on a target
US5918305A (en) Imaging self-referencing tracker and associated methodology
EP0275134A2 (en) Stabilized line-of-sight aiming system for use with fire control systems
US6469783B1 (en) Solid state modulated beacon tracking system
KR0169539B1 (ko) 디지탈 좌표 변환 장치를 가지는 에러 검출 장치
US6249589B1 (en) Device for passive friend-or-foe discrimination
US6293488B1 (en) Coordinate transformation system
RU2697939C1 (ru) Способ автоматизации целеуказания при прицеливании на вертолетном комплексе
US6260792B1 (en) Tracking and guidance system with modulated missile-mounted laser beacon
RU2247921C2 (ru) Способ ориентирования на местности и устройство для его осуществления
RU2242019C2 (ru) Способ определения координат удаленного объекта на местности и устройство для его осуществления
RU2573709C2 (ru) Активная лазерная головка самонаведения
KR100561831B1 (ko) 실시간 디지털 자동 조준감사 장치
USH796H (en) Open loop seeker aiming guiding system
GB1597981A (en) Method and apparatus for launching and guiding a misile
US7150428B2 (en) Beam laser atmospheric scattering trajectory guidance

Legal Events

Date Code Title Description
A201 Request for examination
PA0109 Patent application

Patent event code: PA01091R01D

Comment text: Patent Application

Patent event date: 19951114

PA0201 Request for examination

Patent event code: PA02012R01D

Patent event date: 19951114

Comment text: Request for Examination of Application

PG1501 Laying open of application
E701 Decision to grant or registration of patent right
PE0701 Decision of registration

Patent event code: PE07011S01D

Comment text: Decision to Grant Registration

Patent event date: 19980721

GRNT Written decision to grant
PR0701 Registration of establishment

Comment text: Registration of Establishment

Patent event date: 19981012

Patent event code: PR07011E01D

PR1002 Payment of registration fee

Payment date: 19981012

End annual number: 3

Start annual number: 1

PG1601 Publication of registration
PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20010921

Start annual number: 4

End annual number: 4

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20020919

Start annual number: 5

End annual number: 5

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20030919

Start annual number: 6

End annual number: 6

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20040923

Start annual number: 7

End annual number: 7

FPAY Annual fee payment

Payment date: 20050927

Year of fee payment: 8

PR1001 Payment of annual fee

Payment date: 20050927

Start annual number: 8

End annual number: 8

LAPS Lapse due to unpaid annual fee
PC1903 Unpaid annual fee

Termination category: Default of registration fee

Termination date: 20070910