NO339520B1 - Procedure for Checking the Functioning of Unmanned Armed Armed Forces - Google Patents
Procedure for Checking the Functioning of Unmanned Armed Armed Forces Download PDFInfo
- Publication number
- NO339520B1 NO339520B1 NO20074450A NO20074450A NO339520B1 NO 339520 B1 NO339520 B1 NO 339520B1 NO 20074450 A NO20074450 A NO 20074450A NO 20074450 A NO20074450 A NO 20074450A NO 339520 B1 NO339520 B1 NO 339520B1
- Authority
- NO
- Norway
- Prior art keywords
- test
- missile
- testing
- control
- during
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 35
- 238000012360 testing method Methods 0.000 claims abstract description 91
- 238000004088 simulation Methods 0.000 claims abstract description 13
- 238000004891 communication Methods 0.000 claims abstract description 12
- 230000010354 integration Effects 0.000 claims abstract description 8
- 238000003860 storage Methods 0.000 claims abstract description 7
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 claims abstract description 6
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 6
- 230000008569 process Effects 0.000 claims abstract description 6
- 230000009471 action Effects 0.000 claims abstract description 3
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 claims abstract description 3
- 239000002826 coolant Substances 0.000 claims abstract 3
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims abstract 2
- 238000007689 inspection Methods 0.000 claims description 14
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 6
- 230000001960 triggered effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000005484 gravity Effects 0.000 claims 1
- 230000007547 defect Effects 0.000 abstract 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 abstract 1
- 238000009826 distribution Methods 0.000 description 8
- 230000002950 deficient Effects 0.000 description 6
- 238000013461 design Methods 0.000 description 4
- 230000032258 transport Effects 0.000 description 4
- 108010077641 Nogo Proteins Proteins 0.000 description 3
- 102100029831 Reticulon-4 Human genes 0.000 description 3
- 238000011161 development Methods 0.000 description 2
- 230000018109 developmental process Effects 0.000 description 2
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 2
- 102100031856 ERBB receptor feedback inhibitor 1 Human genes 0.000 description 1
- 101710156695 ERBB receptor feedback inhibitor 1 Proteins 0.000 description 1
- 230000032683 aging Effects 0.000 description 1
- 238000007596 consolidation process Methods 0.000 description 1
- 238000011156 evaluation Methods 0.000 description 1
- 230000007257 malfunction Effects 0.000 description 1
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 1
- 239000000463 material Substances 0.000 description 1
- 230000009467 reduction Effects 0.000 description 1
- 238000012552 review Methods 0.000 description 1
- 238000001228 spectrum Methods 0.000 description 1
- 239000000725 suspension Substances 0.000 description 1
- 238000010998 test method Methods 0.000 description 1
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
Abstract
Description
Den foreliggende oppfinnelsen angår en fremgangsmåte til kontroll av funksjonsevnen til ubemannede armerte flylegemer ifølge innledningen til krav 1. The present invention relates to a method for checking the functionality of unmanned armored aircraft bodies according to the introduction to claim 1.
En slik fremgangsmåte er eksempelvis kjent fra DE 10 2004 042 990 Al. Fremgangsmåten gjort kjent der forutser at i tilfelle av at det opptrer en fatal feil, det vil si en feil som fører til at flylegemet ikke kan brukes, blir det utgitt en feilmelding, hvor det fremgår i hvilken modul den fatale feilen har opptrådt. For en detaljert feilanalyse må flylegemet så i den inerte tilstanden (uten stridshode og andre pyrotekniske elementer) bli omrustet, hvorved gjennom denne omrustningen bare tilstanden hvor denne feilen har opptrådt blir forandret. Derigjennom kan det forekomme at feilen etter omrustningen av flylegemet ikke lenger opptrer eller feilbildet forandrer seg i den inerte tilstanden. Such a method is known, for example, from DE 10 2004 042 990 Al. The procedure made known there foresees that in the event of a fatal error occurring, that is, an error that causes the fuselage to be unusable, an error message is issued, which states in which module the fatal error has occurred. For a detailed fault analysis, the airframe in its inert state (without a warhead and other pyrotechnic elements) must be re-armored, whereby through this re-armour only the condition where this fault has occurred is changed. As a result, it may occur that the fault no longer occurs after the re-armouring of the fuselage or the fault pattern changes in the inert state.
Det er derfor oppgaven til den foreliggende oppfinnelsen å angi en fremgangsmåte av samme art til kontroll av funksjonsevnen til ubemannede armerte flylegemer, som tillater uten risiko også å foreta en kontroll av funksjonsevnen på et flylegeme utstyrt med stridshode og pyrotekniske elementer. It is therefore the task of the present invention to specify a method of the same kind for checking the functionality of unmanned armored aircraft, which allows without risk also to check the functionality of an aircraft equipped with a warhead and pyrotechnic elements.
Denne oppgaven blir løst gjennom fremgangsmåten angitt i krav 1 og innretningen som angitt i krav 9. This task is solved through the method stated in claim 1 and the device as stated in claim 9.
Gjennom å utgi en feilprotokoll som danner et feilbilde av en defekt komponent når det opptrer en fatal feil som omfatter den identifiserte feilen og også al relevant informasjon fra den defekte komponenten og også fra omgivelsene til den defekte komponenten, står det i forhold til kjente fremgangsmåter ifølge teknikkens stand en forbedret fremgangsmåte med kraftigere utsagn til rådighet, som særlig utmerker seg gjennom sine detaljerte informasjoner om feilen i feilprotokollen. Ut over dette blir det gjennom nedtegningen og etter gjennomføringen av testen om sporadiske feil som opptrådte under testen og de ikke fatale feilene stilt til rådighet i de utleverte informasjonene om tilstanden til flylegemet, hvorfra fagmannen kan utlede om kommende feil eller slitasje- eller aldringstegn. By publishing an error protocol that forms an error picture of a defective component when a fatal error occurs that includes the identified error and also all relevant information from the defective component and also from the surroundings of the defective component, it stands in relation to known methods according to the state of the art an improved method with more powerful statements available, which is particularly distinguished through its detailed information about the error in the error protocol. In addition to this, through the drawing and after the completion of the test, occasional errors that occurred during the test and the non-fatal errors are made available in the provided information about the condition of the fuselage, from which the expert can deduce about upcoming errors or signs of wear or ageing.
Fordelaktige videreutforminger av fremgangsmåten ifølge oppfinnelsen er angitt i de øvrige kravene. Advantageous further developments of the method according to the invention are indicated in the other claims.
Det er fordelaktig når under kontrollen varigheten av hvert av de tekniske forløpene inne i flylegemet blir målt og lagret i en lagerinnretning og etter avslutningen av kontrollen blir gitt ut over et flylegemegrensesnitt, også når kontrollen er blitt avsluttet uten at det opptrer en fatal feil og følgelig har ført til en frigivelse av flylegemet. Kontrollen og protokolleringen av varigheten av tekniske forløp inne i flylegemet muliggjør videre en grunnleggende analyse av ukritiske ikke optimale funksjoner og begynnende slitasjetegn. It is advantageous when, during the inspection, the duration of each of the technical processes inside the fuselage is measured and stored in a storage device and, after the end of the inspection, is released via an airframe interface, also when the inspection has been completed without a fatal error occurring and consequently has led to a release of the fuselage. The control and logging of the duration of technical processes inside the fuselage also enables a basic analysis of non-critical non-optimal functions and beginning signs of wear.
Fortrinnsvis blir kontrollen for minst noen av følgende komponenter i et flylegeme gjennomført: inertial måleenhet, satelittnavigasjonsenhet, høydemåler, stridshode, infrarødt målsøkehode, målavstandsmåler, drivverk, rormaskiner, styringsberegner for flylegemet. Preferably, the check is carried out for at least some of the following components in an airframe: inertial measurement unit, satellite navigation unit, altimeter, warhead, infrared homing head, target range finder, drive unit, rudder machines, control calculator for the airframe.
I en utvalgt realisering av fremgangsmåten ifølge oppfinnelsen blir det under kontrollen av komponentene til flylegemet for hver komponent gjennomført en innkoplingstest, en utløst selvtest og en kontinuerlig test under en oppdragssimulering. In a selected realization of the method according to the invention, a switch-on test, a triggered self-test and a continuous test during a mission simulation are carried out during the control of the components of the aircraft body for each component.
En fordelaktig videreutforming av fremgangsmåten ifølge oppfinnelsen utmerket seg ved at det under kontrollen av flylegemet blir den inertiale måleenheten testet i det akselerasjonene og omdreiningsrater blir sammenlignet med den lokale jordakselerasjonen og jordrotasjonen. An advantageous further development of the method according to the invention was distinguished by the fact that during the control of the aircraft body, the inertial measurement unit is tested in which the accelerations and rotation rates are compared with the local earth acceleration and earth rotation.
Fortrinnsvis blir under kontrollen av flylegemet rormaskinene testet, hvortil testen gjennom en dialog fører en betjeningsperson og betjeningspersonen må bekrefte hver aksjon foregitt av testen og så foretatt av denne, hvorved testen har følgende trinn: frigjøring av rorene fra boltene som holder dem på flylegemet, sekvensiell manuell frigjøring av hver enkelt rormaskin, styring av hver rormaskin enkeltvis med en nominell verdi og automatisk kontroll på om disse nominelle verdiene er blitt nådd av rormaskinene, samtidig bevegelse av flere rormaskiner med tilsvarende kontroll av nominelle verdier, tilbakestyring av rormaskinene til sine nøytralposisjoner på 0° rorutslag. Preferably, during the control of the fuselage, the rudder machines are tested, to which the test leads an operator through a dialogue and the operator must confirm each action suggested by the test and then carried out by it, whereby the test has the following steps: releasing the rudders from the bolts that hold them on the fuselage, sequential manual release of each individual rudder machine, control of each rudder machine individually with a nominal value and automatic control of whether these nominal values have been reached by the rudder machines, simultaneous movement of several rudder machines with corresponding control of nominal values, return control of the rudder machines to their neutral positions of 0 ° rudder pitch.
Det er også foretrukket når under kontrollen av flylegemet detektoren til målsøkehodet blir testet, i det det ved konstant scenario blir kontrollert om de målte pixelgråverdiene stiger tilsvarende lineært med forhøyet integrasjonstid. It is also preferred when, during the control of the aircraft body, the detector of the homing head is tested, in that in the case of a constant scenario, it is checked whether the measured pixel gray values rise correspondingly linearly with increased integration time.
En annen utvalgt utforming av fremgangsmåten utmerker seg derigjennom ved at under kontrollen av flylegemet blir målregistreringsfunksjonen til det infrarøde-målsøkehodet, hvorved følgende trinn blir utført: anordning av en landmerkemaske med inngraverte målkonturer i en definert avstand fra det infrarøde målsøkende hodet, kjøling av det infrarøde målsøkende hodet, innlasting av en testoppdragsplan som har et passende landemerke i styringsberegneren til flylegemet, kontroll av om og hvor raskt det infrarøde målsøkende hodet påviser en overensstemmelse for landemerket foregitt i oppdragsplanen med målkonturen inngravert i landemerkemasken. Another selected design of the method is thereby distinguished by the fact that during the control of the airframe the target registration function becomes the infrared homing head, whereby the following steps are carried out: arrangement of a landmark mask with engraved target contours at a defined distance from the infrared homing head, cooling of the infrared the homing head, loading a test mission plan that has a suitable landmark into the airframe control computer, checking whether and how quickly the infrared homing head demonstrates a match for the landmark assumed in the mission plan with the target outline engraved in the landmark mask.
En utvalgt innretning til gjennomføringen av fremgangsmåten ifølge oppfinnelsen utmerker seg gjennom sin modulære oppbygning og den mobile anvendeligheten som følge av dette. A selected device for carrying out the method according to the invention is distinguished by its modular structure and the resulting mobile applicability.
Utvalgte utformingseksempler på oppfinnelsen med ytterligere utformingsdetaljer og andre fordeler er i det etterfølgende beskrevet og forklart nærmere med henvisning til den vedlagte tegningen. Selected design examples of the invention with further design details and other advantages are subsequently described and explained in more detail with reference to the attached drawing.
Her viser figur 1 en skjematisk fremstilling av testoppbygningen for fremgangsmåten ifølge oppfinnelsen og figur 2 et flytdiagram for fremgangsmåte-forløpet for fremgangsmåten ifølge oppfinnelsen. Here, figure 1 shows a schematic representation of the test set-up for the method according to the invention and figure 2 a flow chart for the method-progress for the method according to the invention.
Figur 1 viser i skjematisk fremstilling et flylegeme 1, en ekstern simulasjonsenhet 2, en ekstern test- og prøveenhet 3, og også andre komponenter også beskrevet. Figure 1 schematically shows an aircraft body 1, an external simulation unit 2, an external test and sample unit 3, and also other components also described.
Flylegemet 1 har et skrog 10, bæreflater 11, rorklaffer 12, 13, i det minste ett drivverk, hvor det i figur 1 bare er fremstilt den høyre luftinnstrømningskanalen 14 og i dens fremre ende et infrarødt-målsøkehode 15. I det fremre skrogområdet 16 foreligger det i det indre av skroget en testeenhet (TLP) som over et grensesnitt 16' som befinner seg bak en skrogklaff kan forbindes med komponenter som foreligger utenfor flylegemet 1. Flylegemet er i det indre av ski 01 The aircraft body 1 has a fuselage 10, airfoils 11, rudder flaps 12, 13, at least one drive unit, where in figure 1 only the right air inflow channel 14 is shown and at its front end an infrared homing head 15. In the forward fuselage area 16 there is in the interior of the fuselage a test unit (TLP) which via an interface 16' located behind a fuselage flap can be connected to components that exist outside the fuselage 1. The fuselage is in the interior of ski 01
roget forsynt med et eller flere stridshoder (for eksempel gjennomslagsladning eller penetrator). På oversiden av skroget er det anbrakt to opphengningsinnretninger 17, 17' som flylegemet 1 kan bli hengt opp på et<*>transportfly, eksempelvis på bombepyloner som befinner seg der. Et annet grensesnitt 18 foreligger på oversiden av flylegemet 1 som flylegemet under innsats er forbundet over med luftfartøyet som transporterer det (Umbilical-grensesnitt) og som i den foreliggende fremgangsmåten blir brukt til datautveksling med simulasjonsenheten 2. roget equipped with one or more warheads (for example, impact charge or penetrator). On the upper side of the hull, two suspension devices 17, 17' are placed with which the fuselage 1 can be suspended on a<*>transport aircraft, for example on bomb pylons located there. Another interface 18 is present on the upper side of the fuselage 1 over which the fuselage during deployment is connected to the aircraft that transports it (Umbilical interface) and which in the present method is used for data exchange with the simulation unit 2.
Simulasjonsenheten 2, også kalt "Umbilical-Box" omfatter en computer 20, eksempelvis en laptop og en innretning til signalfordelingen og signalsammenføringen 21. Computeren 20 blir forbundet med det vanlige strømnettet over en strømforsyningsledning 22 ført ut på yttersiden, men den kan også bli drevet uavhengig av strømnettet ved hjelp av akkumulatorer. Videre er computeren over en intern datautvekslingsledning 23 forbundet med innretningen 21 til signalfordelingen og signalsammenføringen. The simulation unit 2, also called "Umbilical-Box" comprises a computer 20, for example a laptop and a device for signal distribution and signal integration 21. The computer 20 is connected to the normal power grid via a power supply line 22 led out on the outside, but it can also be powered independent of the mains using accumulators. Furthermore, the computer is connected via an internal data exchange line 23 to the device 21 for the signal distribution and signal combination.
Innretningen 21 til signalfordelingen og signalsammenføringen blir over en antenneledning 24 utenfra tilført signalet fra en satelittnavigasjonsantenne 25 eksempelvis en GPS-antenne. Endelig er innretningen 21 til signalfordelingen og signalsammenføringen over en elektrisk ledningsforbindelse 26 i luftfartsområdet forbundet med en vanlig strømforsyning 27 på 3 x 115 V 400 Hz. The device 21 for the signal distribution and signal combination is supplied via an antenna line 24 from the outside with the signal from a satellite navigation antenna 25, for example a GPS antenna. Finally, the device 21 for the signal distribution and the signal consolidation over an electrical wire connection 26 in the aviation area is connected to a normal power supply 27 of 3 x 115 V 400 Hz.
Innretningen 21 til signalfordelingen og signalsammenføringen i simulasjonsenheten 2 er med en forbindelseskabel 28, den såkalte "Umbilical-kabelen", forbundet med Umbilical-grensesnittet 18 til flylegemet 1. Med computeren 20 som foreligger i simulasjonsenheten 2 kan det så bli kommunisert og interagert med flylegemet 1 på samme måte (som for eksempel over Milbus eller diskrete ledninger ifølge Mil-standard 1760) som med et transportfly. The device 21 for the signal distribution and signal integration in the simulation unit 2 is connected with a connection cable 28, the so-called "Umbilical cable", to the Umbilical interface 18 of the aircraft body 1. With the computer 20 present in the simulation unit 2, it can then be communicated and interacted with the aircraft body 1 in the same way (such as over Milbus or discrete wires according to Mil standard 1760) as with a transport aircraft.
Den eksterne test- og prøveenheten 3, som også blir betegnet "TLP-Box", omfatter en computer 30 og en innretning 31 til signalfordelingen og signalsam-menføringen. The external test and test unit 3, which is also called "TLP-Box", comprises a computer 30 and a device 31 for signal distribution and signal integration.
Computeren 30 er over en vanlig strømforsyningsledning 32 forbundet med et vanlig strømnett, men den kan også bli drevet ved hjelp av akkumulatorer uavhengig av strømnettet. Computeren 30 og innretningen 31 til signalfordelingen og signalsammenføringen er inne i test- og prøveenheten 3 forbundet med hverandre over en intern datautvekslingskabel 33 og kan over denne kabelen utveksle data. The computer 30 is connected via an ordinary power supply line 32 to an ordinary power grid, but it can also be powered by means of accumulators independently of the power grid. The computer 30 and the device 31 for signal distribution and signal integration are inside the test and sample unit 3 connected to each other via an internal data exchange cable 33 and can exchange data via this cable.
Innretningen 31 til signalfordelingen og signalsammenføringen i test- og prøveenheten 3 står over en datakabel 34, den såkalte "TLP-kabelen", i forbindelse med grensesnittet 16' som foreligger i det fremre skrogområdet 16 i flylegemet 1, og ut over dette med datamaskinen til flylegemet 1 som foreligger i skroget 10 over et kommunikasjonselement 16" (TLP) for datautveksling. Dataene utlevert fra kommunikasjonselementet 16" (TLP) under og etter gjennomføringen av en kontroll av flylegemet 1 blir over dataledningen 34 utlevert til test- og prøveenheten 3 og særlig til computeren 30 som befinner seg inne i denne til anvisning og til videre vurdering. The device 31 for the signal distribution and signal integration in the test and trial unit 3 stands above a data cable 34, the so-called "TLP cable", in connection with the interface 16' which is present in the front fuselage area 16 in the aircraft body 1, and beyond this with the computer of the aircraft body 1 which is present in the fuselage 10 over a communication element 16" (TLP) for data exchange. The data delivered from the communication element 16" (TLP) during and after the completion of an inspection of the aircraft body 1 is delivered over the data line 34 to the test and trial unit 3 and in particular to the computer 30 which is inside this for instructions and for further evaluation.
I tillegg til den eksterne simulasjonsenheten 2 og den eksterne test- og prøveenheten 3 foreligger det et eksternt kjølekar 4 som over en kjøleledning 40 er forbundet med en kjøleinnretning som foreligger i flylegemet for infrarødt-målsøkehodet 15, for å avkjøle dette under gjennomføringen av kontrollen. In addition to the external simulation unit 2 and the external test and trial unit 3, there is an external cooling vessel 4 which is connected via a cooling line 40 to a cooling device which is present in the fuselage for the infrared target search head 15, in order to cool it during the execution of the control.
Videre kan, slik det er fremstilt med de stiplede dataledningene 50, en innretning 5 til nedlasting av oppdragsdata til en datamaskin i flylegemet 1 over grensesnittet 16' være forbundet med datamaskinen til flylegemet 1. Med denne innretningen, som også blir betegnet "Ground Loader Unit" (GLU), kan en oppdragsplan for et oppdrag som skal utføres (her i det fremstilte utvalgte utformingseksemplet en spesiell test-oppdragsplan) blir lastet inn i datamaskinen i flylegemet 1. Med oppdragsdata er det å forstå data som flylegemet trenger for å nå sitt mål, altså data for navigasjonen, fluktbanen, men også data over mål det skal flys til, eksempelvis bilder eller modeller av bestemte landemerker eller bilder eller en modell av målet det skal flys til. Furthermore, as shown with the dashed data lines 50, a device 5 for downloading mission data to a computer in the aircraft body 1 via the interface 16' can be connected to the computer of the aircraft body 1. With this device, which is also designated "Ground Loader Unit " (GLU), a mission plan for a mission to be executed (here in the selected design example presented a special test mission plan) can be loaded into the computer in the airframe 1. By mission data is meant data that the airframe needs to reach its target, i.e. data for the navigation, the flight path, but also data about targets to be flown to, for example images or models of specific landmarks or images or a model of the target to be flown to.
I figur 1 er det dessuten i en viss avstand foran nesen på flylegemet 1, altså foran det infrarøde-målsøkehodet 15 vist en landemerke-maske 19, som er forsynt med inngraverte målkonturer og tjener til kontrollen av det infrarøde-målsøkehodet 15. Målkonturene inngravert i landemerke-masken 19 tilsvarer målbildet henholdsvis målmodellen som ved hjelp av GKU 5 er blitt spilt inn i mållageret til datamaskinen 1. In Figure 1, a landmark mask 19 is also shown at a certain distance in front of the nose of the aircraft body 1, i.e. in front of the infrared homing head 15, which is provided with engraved target contours and serves for the control of the infrared homing head 15. The target contours engraved in The landmark mask 19 corresponds to the target image or the target model which has been recorded in the target storage of computer 1 with the help of GKU 5.
Endelig er flylegemet 1 over en antenneledning 60 forbundet med en ekstern satelittnavigasjonsantenne 6 som forsyner datamaskinen tilhørende flylegemet med satelittnavigasj onsdata. Finally, the aircraft body 1 is connected via an antenna cable 60 to an external satellite navigation antenna 6 which supplies the computer belonging to the aircraft body with satellite navigation data.
Videre foreligger det en forsinkelsesinnretning 45 for en radarhøydemåler anordnet i det nedre fremre skrogområdet til flylegemet 1. Forsinkelsesinnretningen 45 blir anordnet i området til radarhøydemåleren under flylegemet 1. Den består av to antenner som er forbundet med hverandre over en forsinkelsesledning (RALT Delay Line) med definert lengde (eksempelvis 31,6 m). Radarhøydemåleren til flylegemet 1 emitterer til den første antennen, hvorved de elektromagnetiske impulsene over forsinkelsesledningen blir ledet til den andre antennen som så igjen avgir impulsene til antennen til radarhøydemåleren. Når forsinkelsesinnretningen 45 for radarhøyde-måleren, slik det er vist i figur 1, er posisjonert under denne kan det i flylegemet 1 bli kontrollert om radarhøydemåleren registrerer den forhåndsangitte lengden til forsinkelsesledningen (i eksemplet 31,6 m) som målt høyde. På denne måten kan det med forsinkelsesinnretningen 45 for radarhøydemåleren målefunksjonen til radarhøydemåleren bli testet. Furthermore, there is a delay device 45 for a radar altimeter arranged in the lower forward fuselage area of the fuselage 1. The delay device 45 is arranged in the area of the radar altimeter under the fuselage 1. It consists of two antennas which are connected to each other via a delay line (RALT Delay Line) with defined length (for example 31.6 m). The radar altimeter of the aircraft body 1 emits to the first antenna, whereby the electromagnetic impulses over the delay line are led to the second antenna which then in turn emits the impulses to the antenna of the radar altimeter. When the delay device 45 for the radar altimeter, as shown in Figure 1, is positioned below it, it can be checked in the fuselage 1 whether the radar altimeter registers the predetermined length of the delay wire (in the example 31.6 m) as measured height. In this way, with the delay device 45 for the radar altimeter, the measurement function of the radar altimeter can be tested.
Innretningen til gjennomføringen av kontrollen av flylegemet 1 er bygget opp i moduler og består av flere mobile innretninger, i alt vesentlig av simulasjonsenheten 2 og test- og prøveenheten 3 som hver eksempelvis kan være oppbevart i en koffert og følgelig er lett transporterbare, slik at kontrollen også kan foregå på stedet, eksempelvis i et materialdepot eller på en flystasjon kort tid før bruk av flylegemet. En annen koffert, som i figur 1 likeledes bare er fremstilt skjematisk, tjener til oppbevaring av forbindelseskablene, forsinkelsesinnretningen 45 for radarhøydemåleren, landemerke-masken og også andre enkeltdeler, slik at den samlede innretningen til kontrollen av flylegemet 1 kan bli transportert i alt i alt tre kofferter. The device for carrying out the inspection of the fuselage 1 is built up in modules and consists of several mobile devices, essentially the simulation unit 2 and the test and sample unit 3, each of which can, for example, be stored in a suitcase and are therefore easily transportable, so that the control can also take place on site, for example in a material depot or at an aircraft station shortly before use of the aircraft body. Another case, which is also only shown schematically in figure 1, serves to store the connection cables, the delay device 45 for the radar altimeter, the landmark mask and also other individual parts, so that the overall device for the control of the aircraft body 1 can be transported in total three suitcases.
Forløpet av kontrollen blir nå beskrevet ved hjelp av flytdiagrammet fremstilt i figur 2. The course of the inspection is now described using the flow chart shown in Figure 2.
Fremgangsmåteforløpet i flytdiagrammet i figur 2 begynner etter starten på testen med den egentlige prøvegjennomgangen 100 som har mange tester som blir gjennomført etter hverandre eller parallelt for forskjellige komponenter som skal kontrolleres i flylegemet 1. Først foregår for en første komponent en innkoplingstest 101, hvor komponentene selvstendig tester sine basisfunksjoner. Så foregår i trinn 102 en utløst selvtest 102 for komponentene som blir kommandert av datamaskinen til flylegemet og hvor det komplette testspektrum for de isolerte komponentene blir aktivert. I det etterfølgende trinn 103 foregår så en kontinuerlig test av de tilsvarende komponentene gjennomført under simulasjon i transportfly på stedet og en oppdrags-software lastet inn i computeren til flylegemet 1, hvorved særlig funksjonsevnen til sensorer, detektorer eller aktuatorer som eventuelt foreligger i komponentene blir prøvet. Parallelt med dette foregår i trinn 103 a tester av komponentgrupper og funksjonskjeder. The procedure in the flowchart in Figure 2 begins after the start of the test with the actual test review 100 which has many tests that are carried out one after the other or in parallel for different components to be checked in the fuselage 1. First, for a first component, a connection test 101 takes place, where the components independently tests its basic functions. Then takes place in step 102 a triggered self-test 102 for the components that are commanded by the computer of the fuselage and where the complete test spectrum for the isolated components is activated. In the subsequent step 103, a continuous test of the corresponding components takes place during simulation in a transport aircraft on site and a mission software is loaded into the computer of the airframe 1, whereby in particular the functionality of sensors, detectors or actuators that may be present in the components is tested . In parallel with this, tests of component groups and function chains take place in step 103 a.
Etter at disse tre testene er over foregår det en avgjørelse om det ved en av testene har opptrådt en fatal feil, det vil si en feil som gjør flylegemet ikke innsatsdyktig. Er dette tilfelle så blir et "NOGO"-signal overført til den eksterne prøve-og testeinnretningen 3 sammen med et fullstendig feilbilde av disse nettopp testede komponentene som har ført til "NOGO", og fra denne over en anvisningsinnretning utsendt i trinn 106. Dette komplette feilbildet inneholder i alt vesentlig en fullstendig protokoll for hver enkelt test som er gjennomført med hver sine resultater og også feilårsaken for komponentene som er meldt defekte inklusiv all relevant informasjon fra de defekte komponentene og også fra omgivelsene til de defekte komponentene. After these three tests are over, a decision is made as to whether a fatal error has occurred during one of the tests, that is, an error that renders the fuselage unfit for use. If this is the case, then a "NOGO" signal is transmitted to the external test and test device 3 together with a complete error picture of these just tested components which have led to "NOGO", and from this via an instruction device sent out in step 106. This The complete error picture essentially contains a complete protocol for each individual test that has been carried out, each with its own results and also the cause of the error for the components that have been reported as defective, including all relevant information from the defective components and also from the surroundings of the defective components.
NOGO-kontrollen kan også foregå kontinuerlig i alle tre trinnene 101, 102, 103. The NOGO check can also take place continuously in all three steps 101, 102, 103.
Videre blir på den eksterne prøve- og testeinnretningen 3 under testene sporadiske ikke-fatale feil som dukker opp, som er blitt nedtegnet, sendt ut, slik at en person som skal vurdere testresultatet ved hjelp av disse sporadiske ikke-fatale feildataene kan lage et bilde over tilstanden til flylegemet 1, også når denne feilen ikke har bidratt til "NOGO"-avgjørelsen. Personen som vurderer testen kan av dette trekke slutninger om tilstanden til flylegemet, slik at det på grunnlag av disse dataene kan bli foretatt bestemte ettersyns- eller reparasjonsarbeider på flylegemet, for at dette ved en eventuell senere test ikke har noen fatale feil. Furthermore, on the external sample and test device 3 during the tests, occasional non-fatal errors that appear, which have been recorded, are sent out, so that a person who is to evaluate the test result with the help of this occasional non-fatal error data can create an image over the state of fuselage 1, even when this error has not contributed to the "NOTHING" decision. The person assessing the test can draw conclusions about the condition of the airframe from this, so that on the basis of this data certain inspection or repair work can be carried out on the airframe, so that it does not have any fatal faults in a possible later test.
Det blir også under testforløpet tidene på enkelte prosesser som forløper i flylegemet 1 eller dens styringsdatamaskin målt, protokollert og utlevert på den eksterne test- og prøveinnretningen. Også av disse tekniske tidene kan en person som analyserer testresultatet trekke slutninger om tilstanden til flylegemet og slik anordne ettersynsarbeider i rett tid. During the course of the test, the times of certain processes that take place in the fuselage 1 or its control computer are measured, logged and handed over to the external test and sample device. Also from these technical times, a person who analyzes the test result can draw conclusions about the condition of the airframe and thus arrange inspection work at the right time.
Har det ved testene 101 til 103 ikke opptrådt noen fatale feil så blir det i et annet trinn Sioste verifisert om de nettopp testede komponentene er de komponentene som er testet sist. Er ikke dette tilfelle så blir det gått over til å teste de neste komponentene og testen begynner for disse neste komponentene på nytt med trinn 101. If no fatal errors have occurred during tests 101 to 103, then in another step Sioste will verify whether the components that have just been tested are the components that have been tested most recently. If this is not the case, then the next components are tested and the test begins for these next components again with step 101.
Var de nettopp testede komponentene de siste komponentene som skulle testes så vil i trinn 105 avgjørelsen bli "ja", hvoretter så hele testsyklusen 100 blir avsluttet med en positiv "GO"-melding som blir sendt videre til den eksterne test- og prøveinnretningen 3. Samtidig blir også de sporadiske ikke-fatale feilene og de tekniske tidene gitt ut i trinn 107 fra test- og prøveinnretningen 3, slik at også ved positiv bestått testresultat står data til rådighet for personen som skal analysere testen, hvor det ved hjelp av disse kan det bli registrert eventuelle reparasjoner eller ettersyn om kort tid. If the components just tested were the last components to be tested, then in step 105 the decision will be "yes", after which the entire test cycle 100 is ended with a positive "GO" message which is forwarded to the external test and sample device 3. At the same time, the occasional non-fatal errors and the technical times are also released in step 107 from the test and test device 3, so that even in the case of a positive passing test result, data is available to the person who is to analyze the test, where with the help of these it can Any repairs or inspections will be registered shortly.
Gjennom denne fremgangsmåten ifølge oppfinnelsen blir følgelig ikke bare laget en mobil test til kontrollen av funksjonsevnen til ubemannede armerte flylegemer som også kan bli brukt utenfor de stasjonære fremstillings- eller ettersynsinnretningene for flylegemet 1, men det blir også ut over dette angitt en test og en testfremgangsmåte som også for flylegemer, som har bestått den egentlige testen, kan man få henvisninger om tilstanden til flylegemet som allerede er utplassert, som muligens i fremtiden kan føre til en feilfunksjon eller en effektreduksjon eller som kan gi en henvisning om nødvendig ettersynsarbeider. Through this method according to the invention, not only is a mobile test made for the control of the functionality of unmanned armored aircraft bodies which can also be used outside the stationary manufacturing or inspection devices for the aircraft body 1, but in addition to this, a test and a test procedure are specified as also for airframes that have passed the actual test, you can get references about the condition of the airframe that has already been deployed, which could possibly in the future lead to a malfunction or a reduction in power or which could give a reference about necessary overhaul work.
Henvisningene i kravene, beskrivelsen og tegningene tjener bare til bedre forståelse av oppfinnelsen og skal ikke begrense beskyttelsesomfanget. The references in the claims, the description and the drawings only serve for a better understanding of the invention and shall not limit the scope of protection.
Claims (9)
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| DE102006041140A DE102006041140B4 (en) | 2006-09-01 | 2006-09-01 | Procedure for checking the functioning of unmanned armed missiles |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| NO20074450L NO20074450L (en) | 2008-03-03 |
| NO339520B1 true NO339520B1 (en) | 2016-12-27 |
Family
ID=38740168
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| NO20074450A NO339520B1 (en) | 2006-09-01 | 2007-08-31 | Procedure for Checking the Functioning of Unmanned Armed Armed Forces |
Country Status (5)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP1895265B1 (en) |
| AT (1) | ATE445139T1 (en) |
| DE (2) | DE102006041140B4 (en) |
| ES (1) | ES2334840T3 (en) |
| NO (1) | NO339520B1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2691783C1 (en) * | 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" | Ammunition supply device to rapid heating stand |
| RU2691782C1 (en) * | 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" | Installation of slow ammunition heating |
Families Citing this family (18)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| DE102006054340A1 (en) | 2006-11-17 | 2008-05-21 | Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh | A method for verifying the ability to interact between an aircraft and an armed unmanned missile coupled thereto |
| DE102008017975A1 (en) * | 2008-04-10 | 2009-10-15 | Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh | Unmanned missile and method of flight guidance |
| DE102008054264B4 (en) * | 2008-10-31 | 2012-09-13 | Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh | Multifunctional service and test facility for unmanned aerial vehicles |
| DE102009040304B4 (en) | 2009-09-05 | 2012-10-04 | Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh | Device for controlling functional tests and / or service procedures for aircraft-unmanned aerial vehicles |
| DE102010017974A1 (en) * | 2010-04-23 | 2011-10-27 | Lfk-Lenkflugkörpersysteme Gmbh | A method of simulating an unmanned armed missile mission |
| DE102010018186B4 (en) * | 2010-04-26 | 2013-11-14 | Mbda Deutschland Gmbh | Method for error detection of an unmanned missile coupled to a carrier aircraft in a wing flight and unmanned missile |
| DE102010024541B4 (en) | 2010-05-27 | 2013-11-07 | Mbda Deutschland Gmbh | Method for interrogating measurement and / or state data from a data memory of a sharp unmanned missile and device for carrying out the method |
| DE102012015363B4 (en) * | 2012-08-06 | 2014-10-23 | Mbda Deutschland Gmbh | Device for detecting errors of an unmanned missile designed to fly on a carrier aircraft and method therefor |
| CN103309244B (en) * | 2013-05-29 | 2016-05-04 | 哈尔滨工程大学 | One owes to drive unmanned boat semi-physical system and dedicated emulated method thereof |
| CN104122885B (en) * | 2014-07-15 | 2017-02-01 | 北京航空航天大学 | 422 bus solid-liquid power aircraft flying control testing system |
| CN105791056B (en) * | 2016-04-26 | 2020-01-10 | 太原罗克佳华工业有限公司 | Virtual-real testing system of mechanical device |
| CN109883643A (en) * | 2018-12-21 | 2019-06-14 | 中国航天空气动力技术研究院 | A kind of rotary missile band rudder control force test in wind tunnel method and system |
| CN109737837B (en) * | 2019-01-16 | 2021-03-23 | 中国人民解放军陆军工程大学 | Semi-physical simulation system for fixed rudder trajectory correction fuse |
| CN109900157B (en) * | 2019-02-22 | 2021-04-02 | 中国人民解放军海军工程大学 | Semi-physical simulation platform and method for guidance ammunition terminal guidance law |
| CN110160415B (en) * | 2019-05-09 | 2020-07-10 | 北京理工大学 | Remote test system and method applied to missile ground joint debugging |
| CN112212735A (en) * | 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 | Interactive semi-physical simulation test system |
| CN113188382B (en) * | 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 | Missile technology preparation simulation system |
| CN115218732A (en) * | 2022-07-08 | 2022-10-21 | 江西洪都航空工业集团有限责任公司 | Missile batch rapid diagnosis system and diagnosis method based on remote and remote communication integration |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0356908A2 (en) * | 1988-08-27 | 1990-03-07 | Honeywell Ag | Method and device for functional control of a weapon system |
| EP0579143A1 (en) * | 1992-07-13 | 1994-01-19 | Hughes Aircraft Company | Method and apparatus for missile interface testing |
| 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 |
| DE102004042990A1 (en) * | 2004-09-06 | 2006-03-16 | Michael Grabmeier | Device for testing an operational cruise missile, allows testing without performing any irreversible operation |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
-
2006
- 2006-09-01 DE DE102006041140A patent/DE102006041140B4/en not_active Expired - Fee Related
-
2007
- 2007-08-29 ES ES07016887T patent/ES2334840T3/en active Active
- 2007-08-29 AT AT07016887T patent/ATE445139T1/en active
- 2007-08-29 DE DE502007001667T patent/DE502007001667D1/en active Active
- 2007-08-29 EP EP07016887A patent/EP1895265B1/en active Active
- 2007-08-31 NO NO20074450A patent/NO339520B1/en not_active IP Right Cessation
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP0356908A2 (en) * | 1988-08-27 | 1990-03-07 | Honeywell Ag | Method and device for functional control of a weapon system |
| EP0579143A1 (en) * | 1992-07-13 | 1994-01-19 | Hughes Aircraft Company | Method and apparatus for missile interface testing |
| 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 |
| DE102004042990A1 (en) * | 2004-09-06 | 2006-03-16 | Michael Grabmeier | Device for testing an operational cruise missile, allows testing without performing any irreversible operation |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2691783C1 (en) * | 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" | Ammunition supply device to rapid heating stand |
| RU2691782C1 (en) * | 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" | Installation of slow ammunition heating |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| NO20074450L (en) | 2008-03-03 |
| ATE445139T1 (en) | 2009-10-15 |
| ES2334840T3 (en) | 2010-03-16 |
| DE502007001667D1 (en) | 2009-11-19 |
| DE102006041140A1 (en) | 2008-03-20 |
| EP1895265A1 (en) | 2008-03-05 |
| DE102006041140B4 (en) | 2009-11-26 |
| EP1895265B1 (en) | 2009-10-07 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| NO339520B1 (en) | Procedure for Checking the Functioning of Unmanned Armed Armed Forces | |
| Forshaw et al. | RemoveDEBRIS: An in-orbit active debris removal demonstration mission | |
| US10081443B2 (en) | Aircraft inspection system | |
| CN105873825B (en) | Collaborative robot for carrying out visual inspection to aircraft | |
| DE102008054264B4 (en) | Multifunctional service and test facility for unmanned aerial vehicles | |
| CN106855693B (en) | Near space aerostat semi-physical simulation system, avionics system testing and flight control semi-physical simulation method and ground control method | |
| US8714979B2 (en) | Missile simulator | |
| US8829401B1 (en) | Projectile and associated method for seeking a target identified by laser designation | |
| US7869385B2 (en) | Interactivity with a bus interface card | |
| EP2253537B1 (en) | Unmanned aircraft | |
| DE102004042990B4 (en) | Method and device for testing an operational cruise missile in various test scenarios by means of maintenance mode | |
| EP2767795A2 (en) | Method for operating a stationary missile | |
| US7353090B2 (en) | System, bus monitor assembly and method of monitoring at least one data bus of an aircraft | |
| US9874422B2 (en) | Stationary and mobile test device for missiles | |
| KR20160123551A (en) | System and method for controlling video information based automatic of the drone for the inspection of electric power facilities | |
| Hetreed et al. | F-35 Weapons Separation Test and Verification | |
| Forshaw et al. | Review of final payload test results for the RemoveDebris active debris removal mission | |
| Malinak et al. | GPAHRS–New Building Block to Enhance Safety and Availability of Future Aircraft Navigation | |
| CN106130826A (en) | Combat Command System joint debugging test system and method for testing | |
| Moody | Modernizing automatic test systems for force 2025 and beyond | |
| UA94296U (en) | Method for maintaining a level of operational reliability for aeronautical equipment in compliance with the requirements for safety and regularity of flights | |
| Guarino de Vasconcelos et al. | DEVELOPMENT AND VALIDATION OF AN APPLICATION FOR PITCH DROP | |
| KR20230063669A (en) | System and method of testing tracking accuracy of eo/ir electro-optical equipment | |
| CN117657471A (en) | Asteroid defense system, method and device based on micro-nano viable satellite | |
| CN114995187A (en) | Semi-physical closed-loop test system and method for optical tracking and aiming single machine |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM1K | Lapsed by not paying the annual fees |