JPH06183397A - ミサイルインターフェイス試験の方法および装置 - Google Patents
ミサイルインターフェイス試験の方法および装置Info
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- JPH06183397A JPH06183397A JP5173326A JP17332693A JPH06183397A JP H06183397 A JPH06183397 A JP H06183397A JP 5173326 A JP5173326 A JP 5173326A JP 17332693 A JP17332693 A JP 17332693A JP H06183397 A JPH06183397 A JP H06183397A
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- aircraft
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- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/006—Guided missiles training or simulation devices
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- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING OR CALCULATING; COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/10—Geometric CAD
- G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
-
- G—PHYSICS
- G06—COMPUTING OR CALCULATING; COUNTING
- G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
- G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
- G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
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- Computational Mathematics (AREA)
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- Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【目的】 本発明は、航空機の付近に移動させて航空機
に装備したミサイルインターフェイスシステムの動作状
態を試験することのできる試験装置を提供することを目
的とする。 【構成】 航空機付近に移動することのできる小型の携
帯用制御装置24，26と、この制御装置24，26と複数のミ
サイルステーションと間で同時に電気通信するための複
数の命綱接続ケーブル18と制御装置上に取付けられたイ
ンターフェイスパネル28とを具備していることを特徴と
する。命綱接続ケーブル18は端部に取付けのための固定
装置116 を備えている。
に装備したミサイルインターフェイスシステムの動作状
態を試験することのできる試験装置を提供することを目
的とする。 【構成】 航空機付近に移動することのできる小型の携
帯用制御装置24，26と、この制御装置24，26と複数のミ
サイルステーションと間で同時に電気通信するための複
数の命綱接続ケーブル18と制御装置上に取付けられたイ
ンターフェイスパネル28とを具備していることを特徴と
する。命綱接続ケーブル18は端部に取付けのための固定
装置116 を備えている。
Description
【０００１】
【産業上の利用分野】本発明は、一般に航空機ミサイル
システムに関し、特に、ミサイルインターフェイスシス
テムの動作状態をシミュレートし、評価する方法および
装置に関する。
システムに関し、特に、ミサイルインターフェイスシス
テムの動作状態をシミュレートし、評価する方法および
装置に関する。
【０００２】
【従来の技術】軍用航空機は、新型の中距離空対空ミサ
イル（以降、ＡＭＲＡＡＭＳと呼ぶ）のような複数の配
備可能なミサイルが備えられるように典型的に設計され
る。ミサイルおよびその対応しているミサイル発射装
置、レール発射装置または射出発射装置はミサイルステ
ーションを形成するために結合する。このような軍用航
空機内にはパイロットの命令に応答し、状態を監視する
ために各ミサイルステーションと通信するコンピュータ
があり、発射準備を行い、発射命令を実行する。ミサイ
ルインターフェイスシステムはコンピュータからの命令
を受信し、ミサイルステーションを監視あるいは制御す
るために使用されるデータを供給するためにこれらの命
令を変換する。典型的な搭載されたミサイルインターフ
ェイスは、命綱接続インターフェイスおよびデータリン
クインターフェイスを含む。命綱接続インターフェイス
は発射前のミサイルと通信するように作用し、データリ
ンクインターフェイスは発射後のミサイルと通信する。
イル（以降、ＡＭＲＡＡＭＳと呼ぶ）のような複数の配
備可能なミサイルが備えられるように典型的に設計され
る。ミサイルおよびその対応しているミサイル発射装
置、レール発射装置または射出発射装置はミサイルステ
ーションを形成するために結合する。このような軍用航
空機内にはパイロットの命令に応答し、状態を監視する
ために各ミサイルステーションと通信するコンピュータ
があり、発射準備を行い、発射命令を実行する。ミサイ
ルインターフェイスシステムはコンピュータからの命令
を受信し、ミサイルステーションを監視あるいは制御す
るために使用されるデータを供給するためにこれらの命
令を変換する。典型的な搭載されたミサイルインターフ
ェイスは、命綱接続インターフェイスおよびデータリン
クインターフェイスを含む。命綱接続インターフェイス
は発射前のミサイルと通信するように作用し、データリ
ンクインターフェイスは発射後のミサイルと通信する。
【０００３】軍用航空機が複数のミサイルを装備する
と、各ミサイルの配備直前と直後に航空機と各ミサイル
の間の通信を十分に試験する（例えば、シミュレートお
よび評価する）必要がある。加えて、ミサイルインター
フェイス試験は新しい航空機の開発および、または製造
中および動作中航空機の整備後に行われる必要がある。
すなわち、命綱接続およびデータリンクインターフェイ
スの適切な機能を確認する必要がある。ミサイルインタ
ーフェイスのシミュレーションおよび評価を行うために
使用される試験装置は、全部品が正常運転できる状態で
あり、全接続が正常であることを確認するためにミサイ
ルインターフェイスシステムの動作状態を試験するよう
に設計される。
と、各ミサイルの配備直前と直後に航空機と各ミサイル
の間の通信を十分に試験する（例えば、シミュレートお
よび評価する）必要がある。加えて、ミサイルインター
フェイス試験は新しい航空機の開発および、または製造
中および動作中航空機の整備後に行われる必要がある。
すなわち、命綱接続およびデータリンクインターフェイ
スの適切な機能を確認する必要がある。ミサイルインタ
ーフェイスのシミュレーションおよび評価を行うために
使用される試験装置は、全部品が正常運転できる状態で
あり、全接続が正常であることを確認するためにミサイ
ルインターフェイスシステムの動作状態を試験するよう
に設計される。
【０００４】従来は、様々なシステムがミサイルインタ
ーフェイス試験のために使用されていた。これらのシス
テムは、典型的に、動作状態の監視し、および使命実行
中に航空機コンピュータに供給される命令信号をシミュ
レートする装置を含む。例えば、これらの試験装置はミ
サイルインターフェイスにシミュレートされた信号を供
給し、ミサイルインターフェイスの様々な内部部品の完
全な状態を確認するためにその応答を監視する。これら
の従来のシステムは、伝統的にそれらを制御するコンピ
ュータを必要とする大きなものであった。このようなシ
ステムは建造物中に収容されることが要求され、必要な
試験を行うために航空機を建造物に移動する必要があ
る。
ーフェイス試験のために使用されていた。これらのシス
テムは、典型的に、動作状態の監視し、および使命実行
中に航空機コンピュータに供給される命令信号をシミュ
レートする装置を含む。例えば、これらの試験装置はミ
サイルインターフェイスにシミュレートされた信号を供
給し、ミサイルインターフェイスの様々な内部部品の完
全な状態を確認するためにその応答を監視する。これら
の従来のシステムは、伝統的にそれらを制御するコンピ
ュータを必要とする大きなものであった。このようなシ
ステムは建造物中に収容されることが要求され、必要な
試験を行うために航空機を建造物に移動する必要があ
る。
【０００５】このようなシステムは所定の動作をするこ
とはできるが、それらは欠点がないわけではない。例え
ば、試験を必要とするミサイルインターフェイスを有す
る軍用航空機は、戦闘の最前線付近の領域に配置される
ことがある。この領域において、永久的な建造物および
信頼性のある電源は通常利用できない。このように、ほ
とんどの従来のシステムは野外では動作不可能である。
とはできるが、それらは欠点がないわけではない。例え
ば、試験を必要とするミサイルインターフェイスを有す
る軍用航空機は、戦闘の最前線付近の領域に配置される
ことがある。この領域において、永久的な建造物および
信頼性のある電源は通常利用できない。このように、ほ
とんどの従来のシステムは野外では動作不可能である。
【０００６】ミサイルシステムの動作状態をシミュレー
トし、評価するために従来使用されていた特定のシステ
ムは、第１の装置であるヒューズエアクラフト社の「航
空機ソフトウェア支援ミサイルシミュレータ」（以降、
ＡＳＳＭＳと呼ぶ）、および第２の装置であるヒューズ
エアクラフト社の「メッセージ監視装置」（以降、ＭＭ
Ｕと呼ぶ）を含む。発射準備中のシミュレーションおよ
び評価はＡＳＳＭＳによって行われ、発射後のシミュレ
ーションおよび評価はＭＭＵによって行われている。
トし、評価するために従来使用されていた特定のシステ
ムは、第１の装置であるヒューズエアクラフト社の「航
空機ソフトウェア支援ミサイルシミュレータ」（以降、
ＡＳＳＭＳと呼ぶ）、および第２の装置であるヒューズ
エアクラフト社の「メッセージ監視装置」（以降、ＭＭ
Ｕと呼ぶ）を含む。発射準備中のシミュレーションおよ
び評価はＡＳＳＭＳによって行われ、発射後のシミュレ
ーションおよび評価はＭＭＵによって行われている。
【０００７】
【発明が解決しようとする課題】ミサイルシステムイン
ターフェイスを試験する従来の技術は一般に効果的であ
るが、本質的にいくつかの欠点を有する。例えば、ＡＳ
ＳＭＳおよびＭＭＵのような現在の装置はこの分野にお
いてかなり進歩的であるが、限定されたシミュレーショ
ンおよび評価能力のみしか有していない。ＡＳＳＭは、
発射開始からミサイル分離までの発射準備シミュレーシ
ョンおよび評価を行う。ＭＭＵは、発射後のデータリン
クのシミュレーションおよび評価を行う。それらが一緒
に使用される時、ＡＳＳＭＳおよびＭＭＵは１回の完全
な発射サイクルのみをシミュレートし、評価することが
できる。このようなシステムにおける固有の別の欠点
は、巨大な寸法および操作およびデータ分析の困難さを
含み、時間が最も重要である戦闘の最前線付近の領域で
は受け入れられない。
ターフェイスを試験する従来の技術は一般に効果的であ
るが、本質的にいくつかの欠点を有する。例えば、ＡＳ
ＳＭＳおよびＭＭＵのような現在の装置はこの分野にお
いてかなり進歩的であるが、限定されたシミュレーショ
ンおよび評価能力のみしか有していない。ＡＳＳＭは、
発射開始からミサイル分離までの発射準備シミュレーシ
ョンおよび評価を行う。ＭＭＵは、発射後のデータリン
クのシミュレーションおよび評価を行う。それらが一緒
に使用される時、ＡＳＳＭＳおよびＭＭＵは１回の完全
な発射サイクルのみをシミュレートし、評価することが
できる。このようなシステムにおける固有の別の欠点
は、巨大な寸法および操作およびデータ分析の困難さを
含み、時間が最も重要である戦闘の最前線付近の領域で
は受け入れられない。
【０００８】
【課題を解決するための手段】従来技術のこれらおよび
その他の欠点は、ミサイルインターフェイスの動作状態
を試験する装置を提供する本発明によって克服される。
本発明の装置は、複数のミサイルステーションからデー
タを受信するように構成されるマイクロコンピュータお
よびインターフェイスパネルを含んでいる携帯用制御装
置を具備している。このため、本発明のインターフェイ
スパネルは複数の命綱接続ポートを含む。
その他の欠点は、ミサイルインターフェイスの動作状態
を試験する装置を提供する本発明によって克服される。
本発明の装置は、複数のミサイルステーションからデー
タを受信するように構成されるマイクロコンピュータお
よびインターフェイスパネルを含んでいる携帯用制御装
置を具備している。このため、本発明のインターフェイ
スパネルは複数の命綱接続ポートを含む。
【０００９】本発明の装置は、複数の命綱接続ケーブル
をさらに含む。各ケーブルの第１の端部は、インターフ
ェイスパネルのポートに取外し可能に取付けられるよう
に構成される。各第２の端部は、ミサイルステーション
上に配置される電気コネクタに取外し可能に取付けられ
るように構成される。
をさらに含む。各ケーブルの第１の端部は、インターフ
ェイスパネルのポートに取外し可能に取付けられるよう
に構成される。各第２の端部は、ミサイルステーション
上に配置される電気コネクタに取外し可能に取付けられ
るように構成される。
【００１０】さらに、本発明の装置は固定装置を含むこ
とは好ましい。固定装置は、命綱接続ケーブルの第２の
端部が通過することができる穴、およびレール発射装置
上に取外し可能に保持されるように構成される上部部分
を含む。
とは好ましい。固定装置は、命綱接続ケーブルの第２の
端部が通過することができる穴、およびレール発射装置
上に取外し可能に保持されるように構成される上部部分
を含む。
【００１１】従来技術に関する欠点は、ミサイルインタ
ーフェイスシステムの動作状態を試験する方法を提供す
る本発明の方法によってさらに克服される。本発明の方
法は試験される航空機付近に移動される携帯用制御装置
を具備する。制御装置は複数のポートを含み、インター
フェイスパネルと複数のミサイル装置の１つとの間の電
気通信を行わせるように構成される少なくとも１つのケ
ーブルを設けられたインターフェイスパネルを有する。
本発明の方法では、さらにインターフェイスパネルに各
ケーブルの第１の端部を取付け、ミサイル装置の１つに
各ケーブルの第２の端部を取付ける。
ーフェイスシステムの動作状態を試験する方法を提供す
る本発明の方法によってさらに克服される。本発明の方
法は試験される航空機付近に移動される携帯用制御装置
を具備する。制御装置は複数のポートを含み、インター
フェイスパネルと複数のミサイル装置の１つとの間の電
気通信を行わせるように構成される少なくとも１つのケ
ーブルを設けられたインターフェイスパネルを有する。
本発明の方法では、さらにインターフェイスパネルに各
ケーブルの第１の端部を取付け、ミサイル装置の１つに
各ケーブルの第２の端部を取付ける。
【００１２】
【実施例】本発明は特定の実施例を参照して図面により
説明されているが、特定の実施例は単なる例示に過ぎな
いことは理解されるであろう。
説明されているが、特定の実施例は単なる例示に過ぎな
いことは理解されるであろう。
【００１３】図１を参照すると、軍用航空機14上におい
て複数のミサイルステーション12と関連して動作する本
発明の装置10が示されている。
て複数のミサイルステーション12と関連して動作する本
発明の装置10が示されている。
【００１４】さらに図２を参照すると、本発明の装置10
はヒューズ機密明細書DS32050-682CRev.C. によるミサ
イルインターフェイスシステムの動作状態をシミュレー
トし、評価する、すなわち試験するのに必要な全てのデ
ータを受信、送信および処理するように構成されたポー
タブル制御ユニットを含む。本発明の装置はさらに制御
ユニット16と航空機14のミサイルステーション12との間
で電気的に通信する命綱接続ケーブル18およびデータリ
ンク無線周波数（以降“ＲＦ”という）信号の除去のた
めに航空機レーダトラップ22と制御ユニット16を電気的
に通信する同軸ライン20を含む。
はヒューズ機密明細書DS32050-682CRev.C. によるミサ
イルインターフェイスシステムの動作状態をシミュレー
トし、評価する、すなわち試験するのに必要な全てのデ
ータを受信、送信および処理するように構成されたポー
タブル制御ユニットを含む。本発明の装置はさらに制御
ユニット16と航空機14のミサイルステーション12との間
で電気的に通信する命綱接続ケーブル18およびデータリ
ンク無線周波数（以降“ＲＦ”という）信号の除去のた
めに航空機レーダトラップ22と制御ユニット16を電気的
に通信する同軸ライン20を含む。
【００１５】制御ユニット16は、通常のポータブル電力
カート（示されていない）から供給された電力で動作す
るように設計される。したがって、制御ユニットはさら
に電力コード23を含む。したがって、本発明の装置10は
野外の使用で完全に動作可能である。
カート（示されていない）から供給された電力で動作す
るように設計される。したがって、制御ユニットはさら
に電力コード23を含む。したがって、本発明の装置10は
野外の使用で完全に動作可能である。
【００１６】本発明のポータブル制御ユニット16は、第
１および第２の移動コンテナ24，26を含むものとして示
されている。第１の移動コンテナ24の重量は、ほぼ 160
ポンドであるように設計されている。複数のミサイルス
テーション12および航空機レーダトラップ22と制御ユニ
ット16を同時に通信する手段を提供するために、第１の
コンテナ24はインターフェイスパネル28を含む。
１および第２の移動コンテナ24，26を含むものとして示
されている。第１の移動コンテナ24の重量は、ほぼ 160
ポンドであるように設計されている。複数のミサイルス
テーション12および航空機レーダトラップ22と制御ユニ
ット16を同時に通信する手段を提供するために、第１の
コンテナ24はインターフェイスパネル28を含む。
【００１７】第１のコンテナ24は付加的にＶＸＩ主フレ
ーム30を含んでいる。好ましい実施例において、第１の
コンテナ24はさらに１つの命綱接続ケーブル18を蓄積す
るように構成された蓄積領域（示されていない）を含ん
でいる。第２の移動コンテナ26は、残りの命綱接続ケー
ブル18および同軸ライン20を蓄積するように機能する。
ーム30を含んでいる。好ましい実施例において、第１の
コンテナ24はさらに１つの命綱接続ケーブル18を蓄積す
るように構成された蓄積領域（示されていない）を含ん
でいる。第２の移動コンテナ26は、残りの命綱接続ケー
ブル18および同軸ライン20を蓄積するように機能する。
【００１８】本発明の制御ユニット16はさらに第１の移
動コンテナ24の第１のリッド36に取付けられるように構
成されたキーボード32およびモニタ34を含み、使用中に
第１の移動コンテナ24の上部にしっかり固定されること
ができる。好ましい実施例において、モニタ34は平坦な
パネルのＬＣＤグラフィックディスプレイである。
動コンテナ24の第１のリッド36に取付けられるように構
成されたキーボード32およびモニタ34を含み、使用中に
第１の移動コンテナ24の上部にしっかり固定されること
ができる。好ましい実施例において、モニタ34は平坦な
パネルのＬＣＤグラフィックディスプレイである。
【００１９】インターフェイスパネル28は、第１のコン
テナ24の正面に配置され、それによってケーブルルート
およびサービスループを簡単化し、さらにオペレータの
アクセスを容易にする。インターフェイスパネル28は、
複数のミサイルステーション12および航空機レーダトラ
ップ22と制御ユニット16を電気的に通信するようにケー
ブル18，20を受けるように構成された複数のポート38，
40を含む。したがって、好ましい実施例において、イン
ターフェイスパネル28は７つの命綱接続ポート38および
３つの同軸ポート40を含む。最後の６つの命綱接続ポー
ト38は、６つまでのミサイルステーション12と本発明の
装置10を通信するために命綱接続ケーブル18を受けるよ
うに構成される。当業者は、本発明が任意の数のミサイ
ルステーション12の試験に適合するように容易に構成さ
れることを理解するであろう。第１の命綱接続ポート38
は、以下説明されるように自己試験中に他の命綱接続ポ
ート38の１つの上に巻付くように設計された試験ケーブ
ル（示されていない）を受けるように構成される。
テナ24の正面に配置され、それによってケーブルルート
およびサービスループを簡単化し、さらにオペレータの
アクセスを容易にする。インターフェイスパネル28は、
複数のミサイルステーション12および航空機レーダトラ
ップ22と制御ユニット16を電気的に通信するようにケー
ブル18，20を受けるように構成された複数のポート38，
40を含む。したがって、好ましい実施例において、イン
ターフェイスパネル28は７つの命綱接続ポート38および
３つの同軸ポート40を含む。最後の６つの命綱接続ポー
ト38は、６つまでのミサイルステーション12と本発明の
装置10を通信するために命綱接続ケーブル18を受けるよ
うに構成される。当業者は、本発明が任意の数のミサイ
ルステーション12の試験に適合するように容易に構成さ
れることを理解するであろう。第１の命綱接続ポート38
は、以下説明されるように自己試験中に他の命綱接続ポ
ート38の１つの上に巻付くように設計された試験ケーブ
ル（示されていない）を受けるように構成される。
【００２０】さらに図３を参照すると、本発明の装置10
のＶＸＩ主フレーム30はＶＸＩデータバス42に基づいて
プラグインカードを受けるように構成されたカードケー
ジを含む。好ましい実施例において、主フレームは＃０
乃至＃12の符号を付けられた13個のスロットを含む。図
２に示された保護カードカバー44は、ＶＸＩカードおよ
びケーブルに対して設けられ、スロット＃２乃至スロッ
ト＃12をカバーする。
のＶＸＩ主フレーム30はＶＸＩデータバス42に基づいて
プラグインカードを受けるように構成されたカードケー
ジを含む。好ましい実施例において、主フレームは＃０
乃至＃12の符号を付けられた13個のスロットを含む。図
２に示された保護カードカバー44は、ＶＸＩカードおよ
びケーブルに対して設けられ、スロット＃２乃至スロッ
ト＃12をカバーする。
【００２１】ミサイルステーション12から受信されたデ
ータを処理する手段を提供するために、制御ユニット16
はマイクロコンピュータ46および複数のプラグインモジ
ュールを含む。示された実施例において、スロット＃０
および＃１はマイクロコンピュータ46によって占有さ
れ、フロッピーディスク48へのアクセスおよびキーボー
ド32およびモニタ34へのコネクタのために開の状態であ
る。以下さらに詳細に示されているように、残りのスロ
ットは２つの二重冗長軍用標準方式（ＭＩＬ−ＳＴＤ）
1553インターフェイスモジュール50、データリンクモジ
ュール52、デジタル入出力（Ｉ／Ｏ）モジュール54、自
己試験および信号調整モジュール56、事象感知信号調整
モジュール58および事象感知モジュール（ＥＳ）60を収
容するように機能する。当業者は、含まれたモジュール
に対して示された特定のスロット配向が単なる例示であ
ることを理解するであろう。
ータを処理する手段を提供するために、制御ユニット16
はマイクロコンピュータ46および複数のプラグインモジ
ュールを含む。示された実施例において、スロット＃０
および＃１はマイクロコンピュータ46によって占有さ
れ、フロッピーディスク48へのアクセスおよびキーボー
ド32およびモニタ34へのコネクタのために開の状態であ
る。以下さらに詳細に示されているように、残りのスロ
ットは２つの二重冗長軍用標準方式（ＭＩＬ−ＳＴＤ）
1553インターフェイスモジュール50、データリンクモジ
ュール52、デジタル入出力（Ｉ／Ｏ）モジュール54、自
己試験および信号調整モジュール56、事象感知信号調整
モジュール58および事象感知モジュール（ＥＳ）60を収
容するように機能する。当業者は、含まれたモジュール
に対して示された特定のスロット配向が単なる例示であ
ることを理解するであろう。
【００２２】好ましい実施例において、マイクロコンピ
ュータ46は市販のラディシスＥＰＣ−２のようなパーソ
ナルコンピュータであり、内蔵された100 Ｍｂのハード
ディスク駆動装置62、1.44Ｍｂの 3.5”フロッピーディ
スク駆動装置48およびランダムアクセスメモリ（ＲＡ
Ｍ）64を含む。
ュータ46は市販のラディシスＥＰＣ−２のようなパーソ
ナルコンピュータであり、内蔵された100 Ｍｂのハード
ディスク駆動装置62、1.44Ｍｂの 3.5”フロッピーディ
スク駆動装置48およびランダムアクセスメモリ（ＲＡ
Ｍ）64を含む。
【００２３】ポート38，40で受信された電子データを送
信するために、プラグインモジュール上に配置された少
なくとも４つの正面パネルコネクタ66，67，70および72
が設けられる。正面パネルコネクタは図５乃至図７に示
されている。
信するために、プラグインモジュール上に配置された少
なくとも４つの正面パネルコネクタ66，67，70および72
が設けられる。正面パネルコネクタは図５乃至図７に示
されている。
【００２４】スロット＃２および＃３において、データ
リンクサンプリング素子を含むデータリンクモジュール
52が設けられている。図４においてさらに詳細に示され
たデータリンクモジュール52は、インターフェイスパネ
ル28に取付けられたＲＦ検出モジュール73（図３に示さ
れた）から送信された航空機連続レーダトラップ情報を
受信する。検出モジュール73はシミュレートされた発射
後に同軸ケーブル20からこれらの信号を受信し、ＴＴＬ
レベル信号にそれらを変換する。
リンクサンプリング素子を含むデータリンクモジュール
52が設けられている。図４においてさらに詳細に示され
たデータリンクモジュール52は、インターフェイスパネ
ル28に取付けられたＲＦ検出モジュール73（図３に示さ
れた）から送信された航空機連続レーダトラップ情報を
受信する。検出モジュール73はシミュレートされた発射
後に同軸ケーブル20からこれらの信号を受信し、ＴＴＬ
レベル信号にそれらを変換する。
【００２５】データリンクモジュール52はデータリンク
ターゲットデータをデコードし、特定のメッセージが受
信された時間を記録するように機能する。したがって、
各データリンクパルスの上昇および下降エッジを識別す
るために使用されるエッジ検出器回路74が設けられる。
エッジ検出回路74の出力は、蓄積レジスタ76および78に
おいて上昇および負のエッジがそれぞれ生じた時間をラ
ッチするために使用される。時間は20ＭＨｚ発振器82に
よってクロックされる16ビットカウンタ80によって与え
られ、結果的に50ナノ秒の時間分解能を生じる。第２の
カウンタ94は、データリンクパルスの上昇および下降エ
ッジ間でオーバーフローするカウンタ80の数をカウント
する。下降および上昇エッジカウントラッチ76および78
においてラッチされたカウントと共にこの値は、上昇お
よび下降エッジが発生した時間を決定するためにマイク
ロプロセッサによって使用される。エッジ検出器回路74
によるパルスの検出時に遮断されるマイクロプロセッサ
84が設けられる。遮断されたときに、ラッチされた時間
はマイクロプロセッサ84によって読取られる。ＣＳ論理
回路96は、これらのレジスタのマイクロプロセッサ読取
り中に上昇および下降エッジカウントレジスタ76，78お
よび第２のカウンタ94を選択的にエネーブルするアドレ
スデコードを行う。最後のパルスからのパルス幅期間お
よび時間の分析は、入来したデータリンクメッセージを
有効にしデコードするために利用者ＲＡＭ86中にあるフ
ァームウェアによって実行される。
ターゲットデータをデコードし、特定のメッセージが受
信された時間を記録するように機能する。したがって、
各データリンクパルスの上昇および下降エッジを識別す
るために使用されるエッジ検出器回路74が設けられる。
エッジ検出回路74の出力は、蓄積レジスタ76および78に
おいて上昇および負のエッジがそれぞれ生じた時間をラ
ッチするために使用される。時間は20ＭＨｚ発振器82に
よってクロックされる16ビットカウンタ80によって与え
られ、結果的に50ナノ秒の時間分解能を生じる。第２の
カウンタ94は、データリンクパルスの上昇および下降エ
ッジ間でオーバーフローするカウンタ80の数をカウント
する。下降および上昇エッジカウントラッチ76および78
においてラッチされたカウントと共にこの値は、上昇お
よび下降エッジが発生した時間を決定するためにマイク
ロプロセッサによって使用される。エッジ検出器回路74
によるパルスの検出時に遮断されるマイクロプロセッサ
84が設けられる。遮断されたときに、ラッチされた時間
はマイクロプロセッサ84によって読取られる。ＣＳ論理
回路96は、これらのレジスタのマイクロプロセッサ読取
り中に上昇および下降エッジカウントレジスタ76，78お
よび第２のカウンタ94を選択的にエネーブルするアドレ
スデコードを行う。最後のパルスからのパルス幅期間お
よび時間の分析は、入来したデータリンクメッセージを
有効にしデコードするために利用者ＲＡＭ86中にあるフ
ァームウェアによって実行される。
【００２６】メッセージが生じた時間スタンプと共に、
デコードされたメッセージは、後にマイクロコンピュー
タ46に上方負荷するために二重ポートＲＡＭ88に蓄積さ
れる。データリンクメッセージをデコードするために使
用されるファームウェアは、装置10の初期化中にＲＡＭ
88にマイクロコンピュータ46から下方負荷される。これ
は、将来的な修正が必要になった場合にファームウェア
への容易なフィールド修正を可能にする。下方負荷ファ
ームウェアは、ＥＰＲＯＭ90に負荷される。ＥＰＲＯＭ
92は、システム故障が発生した場合にＲＳ232 ターミナ
ル（示されていない）を介してデータリンクボードの故
障検査をエネーブルするデバッグモニタを含む。
デコードされたメッセージは、後にマイクロコンピュー
タ46に上方負荷するために二重ポートＲＡＭ88に蓄積さ
れる。データリンクメッセージをデコードするために使
用されるファームウェアは、装置10の初期化中にＲＡＭ
88にマイクロコンピュータ46から下方負荷される。これ
は、将来的な修正が必要になった場合にファームウェア
への容易なフィールド修正を可能にする。下方負荷ファ
ームウェアは、ＥＰＲＯＭ90に負荷される。ＥＰＲＯＭ
92は、システム故障が発生した場合にＲＳ232 ターミナ
ル（示されていない）を介してデータリンクボードの故
障検査をエネーブルするデバッグモニタを含む。
【００２７】デジタル入出力（Ｉ／Ｏ）モジュール54は
スロット＃４に取付けられている。Ｉ／Ｏモジュール54
は、航空機14から受信された変換されたデジタル信号を
発生し、読取るように機能する。Ｉ／Ｏモジュール54は
さらに以下さらに詳細に説明されているレベル２自己試
験で使用される信号を発生するように機能する。適切な
Ｉ／Ｏモジュール54は、コロラドデータシステム社から
部品No.73A-412で販売されている。しかしながら、当業
者は任意の類似したＩ／Ｏモジュールが本発明の装置10
に含まれることができることを理解するであろう。
スロット＃４に取付けられている。Ｉ／Ｏモジュール54
は、航空機14から受信された変換されたデジタル信号を
発生し、読取るように機能する。Ｉ／Ｏモジュール54は
さらに以下さらに詳細に説明されているレベル２自己試
験で使用される信号を発生するように機能する。適切な
Ｉ／Ｏモジュール54は、コロラドデータシステム社から
部品No.73A-412で販売されている。しかしながら、当業
者は任意の類似したＩ／Ｏモジュールが本発明の装置10
に含まれることができることを理解するであろう。
【００２８】図５を参照すると、スロット＃５および＃
６を占有する事象感知信号調整モジュール58の１チャン
ネル98が示されている。事象感知信号調整モジュール58
は、複数のミサイルステーション12との通信のためにイ
ンターフェイスパネル28において設けられた６つのポー
ト38に数的に対応した６つのチャンネルを含む。信号調
整モジュール58は各６つのポート38からダイナミック信
号を受信し、これらの信号をフィルタ処理し、事象感知
モジュール60への入力用のトランジスタ・トランジスタ
・論理回路（ＴＴＬ）レベルにこれらの信号を変換す
る。リレー100 はまたミサイル発射状態のシミュレーシ
ョンのために設けられている。
６を占有する事象感知信号調整モジュール58の１チャン
ネル98が示されている。事象感知信号調整モジュール58
は、複数のミサイルステーション12との通信のためにイ
ンターフェイスパネル28において設けられた６つのポー
ト38に数的に対応した６つのチャンネルを含む。信号調
整モジュール58は各６つのポート38からダイナミック信
号を受信し、これらの信号をフィルタ処理し、事象感知
モジュール60への入力用のトランジスタ・トランジスタ
・論理回路（ＴＴＬ）レベルにこれらの信号を変換す
る。リレー100 はまたミサイル発射状態のシミュレーシ
ョンのために設けられている。
【００２９】各チャンネル98に対する事象感知信号調整
モジュール58への信号入力および出力は以下の表Ｉに限
定されている。
モジュール58への信号入力および出力は以下の表Ｉに限
定されている。
【００３０】 表Ｉ 信 号 入 力 出 力 リリースコンセント +28V.パルス TTL パルス インターロック 開または短絡回路 TTL 、短絡TTL 高、 開TTL 低 インターロック復帰 Intlk 復帰 Ｎ／Ａ カートファイヤ１ +28V.パルス TTL パルス カートファイヤ２ +28V.パルス TTL パルス インターロック制御 開インターロック ＮＡ 短絡インターロック 閉鎖 リリースコンセントは、発射サイクルの初期化を識別す
るために 400ＭＨｚ、３相パワーの供給と共に航空機14
によって発生された＋28ボルト信号である。 400ＭＨ
ｚ、３相電源のミサイルに対する供給後のリリースコン
セントの存在は、発射サイクルが実行されたことを示
す。リリースコンセントが 400ＭＨｚ、３相電源の供給
時に不存在である場合、ミサイルは内蔵試験（ＢＩＴ）
シーケンスだけを実行する。
るために 400ＭＨｚ、３相パワーの供給と共に航空機14
によって発生された＋28ボルト信号である。 400ＭＨ
ｚ、３相電源のミサイルに対する供給後のリリースコン
セントの存在は、発射サイクルが実行されたことを示
す。リリースコンセントが 400ＭＨｚ、３相電源の供給
時に不存在である場合、ミサイルは内蔵試験（ＢＩＴ）
シーケンスだけを実行する。
【００３１】インターロックおよびインターロック復帰
信号は航空機14にミサイルによって供給され、ミサイル
の存在を感知するために航空機14によって使用される。
ミサイルが航空機14の発射装置に物理的に接続された場
合、インターロックおよびインターロック復帰は電気的
に短絡される。ミサイルが航空機14から離れたとき、イ
ンターロックおよびインターロック復帰信号は破壊され
る。カートリッジファイヤ（カートファイヤ）１および
２は、航空機14が航空機からミサイルを発射するために
爆薬を点火するようにイジェクト発射装置に送信する信
号である。カートファイヤ１および２はレール発射装置
では存在しない。
信号は航空機14にミサイルによって供給され、ミサイル
の存在を感知するために航空機14によって使用される。
ミサイルが航空機14の発射装置に物理的に接続された場
合、インターロックおよびインターロック復帰は電気的
に短絡される。ミサイルが航空機14から離れたとき、イ
ンターロックおよびインターロック復帰信号は破壊され
る。カートリッジファイヤ（カートファイヤ）１および
２は、航空機14が航空機からミサイルを発射するために
爆薬を点火するようにイジェクト発射装置に送信する信
号である。カートファイヤ１および２はレール発射装置
では存在しない。
【００３２】インターロック制御（インターロックＣＴ
ＲＬ）は、イジェクト発射装置用の発射シーケンス中の
ミサイル分離をシミュレートするためにこのモジュール
56上に配置されたインターロックリレー100 を付勢する
ために本発明の装置10によって使用される。
ＲＬ）は、イジェクト発射装置用の発射シーケンス中の
ミサイル分離をシミュレートするためにこのモジュール
56上に配置されたインターロックリレー100 を付勢する
ために本発明の装置10によって使用される。
【００３３】スロット＃７は、事象感知モジュール60を
収容する。このモジュール60は臨界的な事象の時間スタ
ンプとして機能する。すなわち、モジュール60は事象感
知信号調整モジュール58による調整後に航空機14によっ
て発生された信号を採取し、事象の時間に関してコンピ
ュータ46に知らせる。適切な事象感知モジュールは、部
品No.VX4286 としてＣＤＳ−テクトロニクスから市販さ
れている。
収容する。このモジュール60は臨界的な事象の時間スタ
ンプとして機能する。すなわち、モジュール60は事象感
知信号調整モジュール58による調整後に航空機14によっ
て発生された信号を採取し、事象の時間に関してコンピ
ュータ46に知らせる。適切な事象感知モジュールは、部
品No.VX4286 としてＣＤＳ−テクトロニクスから市販さ
れている。
【００３４】自己試験および信号調整モジュール56はス
ロット＃８および＃９を占有する。このモジュール56は
航空機ミサイルステーション12から信号を受信し、フィ
ルタ処理してＴＴＬレベルに変換するように機能し、ス
ロット＃４のＩ／Ｏモジュール54に調整された信号を供
給する。これらの信号はアドレス０乃至４、アドレスパ
リティおよび28Ｖｄｃパワーを含む。28Ｖｄｃパワー信
号は、選択されたミサイル中に配置されるミサイル遠隔
測定ユニット（示されていない）に航空機14によって供
給される。信号調整に対して応答するこのモジュール56
の一部分は、事象感知信号調整モジュール58に対して図
７に示されたものと同じ回路を含む。
ロット＃８および＃９を占有する。このモジュール56は
航空機ミサイルステーション12から信号を受信し、フィ
ルタ処理してＴＴＬレベルに変換するように機能し、ス
ロット＃４のＩ／Ｏモジュール54に調整された信号を供
給する。これらの信号はアドレス０乃至４、アドレスパ
リティおよび28Ｖｄｃパワーを含む。28Ｖｄｃパワー信
号は、選択されたミサイル中に配置されるミサイル遠隔
測定ユニット（示されていない）に航空機14によって供
給される。信号調整に対して応答するこのモジュール56
の一部分は、事象感知信号調整モジュール58に対して図
７に示されたものと同じ回路を含む。
【００３５】自己試験および信号調整モジュール56はさ
らにレベル２自己試験確認に対して装置10を始動するた
めに使用される信号を発生するように機能する。自己試
験信号は、試験ケーブル（示されていない）を介してミ
サイルステーション12に対応した別の命綱接続ポート38
の任意の１つにインターフェイスパネル28の第１のポー
ト38から送られる。自己試験および信号調整モジュール
56の自己試験部分の概略図は図６および図７に示されて
いる。
らにレベル２自己試験確認に対して装置10を始動するた
めに使用される信号を発生するように機能する。自己試
験信号は、試験ケーブル（示されていない）を介してミ
サイルステーション12に対応した別の命綱接続ポート38
の任意の１つにインターフェイスパネル28の第１のポー
ト38から送られる。自己試験および信号調整モジュール
56の自己試験部分の概略図は図６および図７に示されて
いる。
【００３６】発生された自己試験信号はリリースコンセ
ント、インターロック、カートファイヤ１、カートファ
イヤ２、アドレス０乃至４（Ａ0 乃至Ａ4 ）、アドレス
パリティ（Ａddr Ｐar）、３相の 400ＭＨｚの波形およ
び位相シーケンス選択部（select）を含む。これらの信
号は、デジタルＩ／Ｏモジュール54を介してマイクロコ
ンピュータ46によって制御される。
ント、インターロック、カートファイヤ１、カートファ
イヤ２、アドレス０乃至４（Ａ0 乃至Ａ4 ）、アドレス
パリティ（Ａddr Ｐar）、３相の 400ＭＨｚの波形およ
び位相シーケンス選択部（select）を含む。これらの信
号は、デジタルＩ／Ｏモジュール54を介してマイクロコ
ンピュータ46によって制御される。
【００３７】位相シーケンス選択部（select）は、位相
シーケンスを確認するように機能する。アドレス０乃至
４はその1553通信としてミサイルに知らせる。アドレス
パリティは、航空機14がハードウェア問題が存在してい
るか否かを検出することを可能にするエラー検出信号で
ある。
シーケンスを確認するように機能する。アドレス０乃至
４はその1553通信としてミサイルに知らせる。アドレス
パリティは、航空機14がハードウェア問題が存在してい
るか否かを検出することを可能にするエラー検出信号で
ある。
【００３８】２つの二重冗長軍用標準方式（ＮＩＬ−Ｓ
ＴＤ）1553インターフェイスモジュール50は、スロット
＃10および＃11を占有する。これらのモジュール50は各
ミサイルステーション12からの全ての1553トラフィック
を送信および受信するために使用される。実施例は４つ
のインターフェイスモジュール50を参照して説明されて
いるが、４つ以上のミサイルステーション12を連続的に
試験することが所望された場合には、制御ユニット16は
付加的なインターフェイスモジュール50を受けるように
容易に構成されることができる。任意の1553モジュール
50が動作不可能である場合、残りのミサイルステーショ
ン12に対して試験が連続されることができる。さらに、
これらのモジュール50はある対が送信機として、また他
の対が受信機として動作することができるように構成さ
れたソフトウェアであることができ、その後モジュール
は自己試験のために互いに巻付けられる。このように二
重冗長1553インターフェイスモジュール50はエクスカリ
バーシステム社から部品ＥＸＣ1553ＶＸＩ／ＥＺＣとし
て市販されている。
ＴＤ）1553インターフェイスモジュール50は、スロット
＃10および＃11を占有する。これらのモジュール50は各
ミサイルステーション12からの全ての1553トラフィック
を送信および受信するために使用される。実施例は４つ
のインターフェイスモジュール50を参照して説明されて
いるが、４つ以上のミサイルステーション12を連続的に
試験することが所望された場合には、制御ユニット16は
付加的なインターフェイスモジュール50を受けるように
容易に構成されることができる。任意の1553モジュール
50が動作不可能である場合、残りのミサイルステーショ
ン12に対して試験が連続されることができる。さらに、
これらのモジュール50はある対が送信機として、また他
の対が受信機として動作することができるように構成さ
れたソフトウェアであることができ、その後モジュール
は自己試験のために互いに巻付けられる。このように二
重冗長1553インターフェイスモジュール50はエクスカリ
バーシステム社から部品ＥＸＣ1553ＶＸＩ／ＥＺＣとし
て市販されている。
【００３９】本発明の示された実施例におけるスロット
＃13は空であり、装置10に修正のフレキシビリティを提
供する。例えば、本発明は第３の二重冗長1553インター
フェイスモジュール50を設けることによって６つのミサ
イルステーション12を試験するように構成されることが
できる。
＃13は空であり、装置10に修正のフレキシビリティを提
供する。例えば、本発明は第３の二重冗長1553インター
フェイスモジュール50を設けることによって６つのミサ
イルステーション12を試験するように構成されることが
できる。
【００４０】本発明の装置10は２レベルの自己試験であ
ることができる。第１のレベルは全てのパワーアップで
ランされ、市販の各1553モジュール50内において内蔵試
験（ＢＩＴ）ルーチンを実行する。この第１のレベルに
はシステムに対する物理的な修正が不要である。第１の
レベル自己試験に対する信頼レベルはほぼ80％である。
ることができる。第１のレベルは全てのパワーアップで
ランされ、市販の各1553モジュール50内において内蔵試
験（ＢＩＴ）ルーチンを実行する。この第１のレベルに
はシステムに対する物理的な修正が不要である。第１の
レベル自己試験に対する信頼レベルはほぼ80％である。
【００４１】第２のレベルの自己試験では、オペレータ
が各命綱接続ポート38および同軸ポート40のそれぞれに
自己試験ケーブル（示されていない）を結合する必要が
ある。これは、第１のレベル自己試験のものより時間を
費やすプロセスであり、小さい頻度で、或は装置10の故
障検査中にランされるように設計される。この第２のレ
ベル自己試験は、レベル１からの全てのＢＩＴパワーア
ップ機能および命綱接続信号およびデータリンクＲＦ機
能の付加的な巻付け試験を含む。これに関して、1553イ
ンターフェイスモジュール50は、ある対が送信機とし
て、また他の対が受信機として動作することができるよ
うに構成されたソフトウェアであることができ、その後
モジュールは自己試験のために互いに巻付けられる。
が各命綱接続ポート38および同軸ポート40のそれぞれに
自己試験ケーブル（示されていない）を結合する必要が
ある。これは、第１のレベル自己試験のものより時間を
費やすプロセスであり、小さい頻度で、或は装置10の故
障検査中にランされるように設計される。この第２のレ
ベル自己試験は、レベル１からの全てのＢＩＴパワーア
ップ機能および命綱接続信号およびデータリンクＲＦ機
能の付加的な巻付け試験を含む。これに関して、1553イ
ンターフェイスモジュール50は、ある対が送信機とし
て、また他の対が受信機として動作することができるよ
うに構成されたソフトウェアであることができ、その後
モジュールは自己試験のために互いに巻付けられる。
【００４２】第２のレベル自己試験に対するデータリン
クＲＦ機能は通常のソースモジュール104 および通常の
ＲＦ変調モジュール106 によってシミュレートされ、両
者はインターフェイスパネル28に配置される。第２のレ
ベル自己試験の信頼レベルはほぼ95％である。
クＲＦ機能は通常のソースモジュール104 および通常の
ＲＦ変調モジュール106 によってシミュレートされ、両
者はインターフェイスパネル28に配置される。第２のレ
ベル自己試験の信頼レベルはほぼ95％である。
【００４３】本発明の装置10はレール発射装置およびイ
ジェクト発射装置の両者の試験のために設計されてい
る。各ミサイルステーション12は発射装置の命綱接続コ
ネクタ108 を含む（図３および図８を参照されたい）。
さらに以下において論じられるように、各イジェクタ発
射装置はカートリッジファイヤブリーチ（カートファイ
ヤ）110 を含む。
ジェクト発射装置の両者の試験のために設計されてい
る。各ミサイルステーション12は発射装置の命綱接続コ
ネクタ108 を含む（図３および図８を参照されたい）。
さらに以下において論じられるように、各イジェクタ発
射装置はカートリッジファイヤブリーチ（カートファイ
ヤ）110 を含む。
【００４４】本発明のソフトウェアは、飛行ライン担当
者による利用し易さを促進するように設計されている。
発射プロフィール編集装置（示されていない）はシミュ
レートされたミサイル状態を生成し、システムにそれら
を負荷するために設けられている。シミュレートされた
ミサイル状態からの試験結果は、後続する分析のために
フロッピーディスク48に蓄積される。これらの結果はま
たコンピュータＬＣＤ34上でディスプレイをスクロール
することによって再検討に利用可能である。好ましい実
施例において、ソフトウェア環境はマイクロソフトウイ
ンドを備えたＤＯＳからなる。しかしながら、当業者は
ソフトウェアが通常指令実行中に航空機コンピュータに
よって供給され、それに対する応答を監視する動作状態
監視および命令信号をシミュレートできることだけが必
要であることを理解するであろう。
者による利用し易さを促進するように設計されている。
発射プロフィール編集装置（示されていない）はシミュ
レートされたミサイル状態を生成し、システムにそれら
を負荷するために設けられている。シミュレートされた
ミサイル状態からの試験結果は、後続する分析のために
フロッピーディスク48に蓄積される。これらの結果はま
たコンピュータＬＣＤ34上でディスプレイをスクロール
することによって再検討に利用可能である。好ましい実
施例において、ソフトウェア環境はマイクロソフトウイ
ンドを備えたＤＯＳからなる。しかしながら、当業者は
ソフトウェアが通常指令実行中に航空機コンピュータに
よって供給され、それに対する応答を監視する動作状態
監視および命令信号をシミュレートできることだけが必
要であることを理解するであろう。
【００４５】本発明の好ましい実施例において、25フィ
ートの長さである４つの命綱接続ケーブル18が設けられ
る。命綱接続ケーブル18は、制御ユニット16と航空機14
のミサイルステーション12を電気的に通信するように機
能する。したがって、各命綱接続ケーブル18はミサイル
ステーション12へのインターフェイスのために電気コネ
クタ112 で終端する（図９を参照されたい）。好ましい
実施例において、電気コネクタ112 はＨＩ−ＲＥＬコネ
クタの部品No.654476 である。各命綱接続ケーブル18
は、イジェクト発射装置（示されていない）のカートリ
ッジファイヤブリーチ110 に結合するように構成された
ブランチ114 を含む（図２を参照）。
ートの長さである４つの命綱接続ケーブル18が設けられ
る。命綱接続ケーブル18は、制御ユニット16と航空機14
のミサイルステーション12を電気的に通信するように機
能する。したがって、各命綱接続ケーブル18はミサイル
ステーション12へのインターフェイスのために電気コネ
クタ112 で終端する（図９を参照されたい）。好ましい
実施例において、電気コネクタ112 はＨＩ−ＲＥＬコネ
クタの部品No.654476 である。各命綱接続ケーブル18
は、イジェクト発射装置（示されていない）のカートリ
ッジファイヤブリーチ110 に結合するように構成された
ブランチ114 を含む（図２を参照）。
【００４６】ミサイルステーション20に命綱接続ケーブ
ル18を解除可能に結合する手段を設けるために、本発明
はさらに固定装置116 を含む。図９および図１０を参照
すると、固定装置が示されている。固定装置116 は広範
囲の異なる適用に対して適用可能であるが、それは特に
部品No. ＬＡＵ−127 、ＬＡＵ−128 およびＬＡＵ−12
9 のヒューズエアクラフト社のモジュラレール発射装置
118 （破線で示された）および部品No. ＬＡＵ−106 の
イジェクト発射装置と結合するように設計されている。
固定装置116 は、命綱接続ケーブル18の第１の端部を受
けて保持するように構成されている。
ル18を解除可能に結合する手段を設けるために、本発明
はさらに固定装置116 を含む。図９および図１０を参照
すると、固定装置が示されている。固定装置116 は広範
囲の異なる適用に対して適用可能であるが、それは特に
部品No. ＬＡＵ−127 、ＬＡＵ−128 およびＬＡＵ−12
9 のヒューズエアクラフト社のモジュラレール発射装置
118 （破線で示された）および部品No. ＬＡＵ−106 の
イジェクト発射装置と結合するように設計されている。
固定装置116 は、命綱接続ケーブル18の第１の端部を受
けて保持するように構成されている。
【００４７】このため、固定装置116 は命綱接続ケーブ
ル18が通過できる通路122 を有する主本体部分120 を含
む。固定装置116 はさらにレール発射装置118 と結合す
るように構成された上部124 を含む。上部124 は１対の
横方向に間隔を隔てられた肩状の部分126 、第１および
第２の側面130 ，132 を有する空洞128 および前端141
を含む。空洞128 は、レール発射装置118 の尾翼ディテ
ント134 を受けるように構成されている。上部124 の一
端において、上部124 中の孔を通過し、捩子136 が締め
られたときに発射装置の命綱接続コネクタ108 と電気的
に接続するバッファコネクタ138 を保持するために固定
装置116 を機械的に固定するように機能するバッファコ
ネクタクランプねじ136 が設けられている。
ル18が通過できる通路122 を有する主本体部分120 を含
む。固定装置116 はさらにレール発射装置118 と結合す
るように構成された上部124 を含む。上部124 は１対の
横方向に間隔を隔てられた肩状の部分126 、第１および
第２の側面130 ，132 を有する空洞128 および前端141
を含む。空洞128 は、レール発射装置118 の尾翼ディテ
ント134 を受けるように構成されている。上部124 の一
端において、上部124 中の孔を通過し、捩子136 が締め
られたときに発射装置の命綱接続コネクタ108 と電気的
に接続するバッファコネクタ138 を保持するために固定
装置116 を機械的に固定するように機能するバッファコ
ネクタクランプねじ136 が設けられている。
【００４８】各航空機のレール発射装置118 は、延在さ
れた発射装置命綱接続コネクタ108に命綱接続バッファ
コネクタ138 を取付けることによって試験のために準備
される。好ましい実施例において、命綱接続バッファコ
ネクタ138 は部品No.44095-30pのＨＩ−ＲＥＬバッファ
である。その後、命綱接続コネクタ112 は引っ込められ
る。試験オペレータは、バッファクランプねじ136 が引
っ込められることを確認することによってレール発射装
置118 上で試験するために固定装置116 を準備する。
れた発射装置命綱接続コネクタ108に命綱接続バッファ
コネクタ138 を取付けることによって試験のために準備
される。好ましい実施例において、命綱接続バッファコ
ネクタ138 は部品No.44095-30pのＨＩ−ＲＥＬバッファ
である。その後、命綱接続コネクタ112 は引っ込められ
る。試験オペレータは、バッファクランプねじ136 が引
っ込められることを確認することによってレール発射装
置118 上で試験するために固定装置116 を準備する。
【００４９】次に、試験オペレータはレール発射装置11
8 上で空洞（示されていない）中に固定装置116 を位置
し、レール発射装置118 上の前方ディテント139 が固定
装置の前端141 と接触するまで、チャンネル（示されて
いない）を通して肩状の部分126 をスライドする。その
後、オペレータは尾翼ディテント134 を空洞128 中に挿
入する。空洞128 の第１の側132 との尾翼ディテント13
4 の結合は、結合前にコネクタ108 ，112 の適切な整列
を保証する。レール発射装置118 の機械的なディメンシ
ョンおよび尾翼ディテント134 の配置の確認は空洞128
との尾翼ディテント134 の結合により達成される。
8 上で空洞（示されていない）中に固定装置116 を位置
し、レール発射装置118 上の前方ディテント139 が固定
装置の前端141 と接触するまで、チャンネル（示されて
いない）を通して肩状の部分126 をスライドする。その
後、オペレータは尾翼ディテント134 を空洞128 中に挿
入する。空洞128 の第１の側132 との尾翼ディテント13
4 の結合は、結合前にコネクタ108 ，112 の適切な整列
を保証する。レール発射装置118 の機械的なディメンシ
ョンおよび尾翼ディテント134 の配置の確認は空洞128
との尾翼ディテント134 の結合により達成される。
【００５０】試験オペレータは発射装置命綱接続コネク
タ108 を結合し、発射装置命綱接続コネクタ108 の命綱
接続ケーブル18との電気的な接続を生じさせる。発射装
置命綱接続コネクタ108 のコネクタ112 への成功的な結
合は、発射装置命綱接続コネクタ108 のディメンション
および配置がディテント134 ，139 に関して正しいこと
を確認する。
タ108 を結合し、発射装置命綱接続コネクタ108 の命綱
接続ケーブル18との電気的な接続を生じさせる。発射装
置命綱接続コネクタ108 のコネクタ112 への成功的な結
合は、発射装置命綱接続コネクタ108 のディメンション
および配置がディテント134 ，139 に関して正しいこと
を確認する。
【００５１】レール発射装置118 上の発射サイクルの試
験中、航空機14および本発明の装置10の制御ユニット16
は発射分離を実際にシミュレートする。これに関して、
航空機14は発射装置命綱接続コネクタ108 を引込め、ミ
サイルステーション12と装置10との間の電気接続を破壊
する。この分離にかかわらず、固定装置116 は航空機レ
ール発射装置118 上に命綱接続ケーブル18を機械的に保
持し、それによって後続する試験ランのために命綱接続
ケーブル18を機械的に再結合することを不要にする。電
気再接続は、コネクタ108 ，112 を再結合することによ
って形成される。
験中、航空機14および本発明の装置10の制御ユニット16
は発射分離を実際にシミュレートする。これに関して、
航空機14は発射装置命綱接続コネクタ108 を引込め、ミ
サイルステーション12と装置10との間の電気接続を破壊
する。この分離にかかわらず、固定装置116 は航空機レ
ール発射装置118 上に命綱接続ケーブル18を機械的に保
持し、それによって後続する試験ランのために命綱接続
ケーブル18を機械的に再結合することを不要にする。電
気再接続は、コネクタ108 ，112 を再結合することによ
って形成される。
【００５２】航空機14のイジェクト発射装置は、延在さ
れた発射装置命綱接続コネクタ（示されていない）に命
綱接続バッファコネクタ138 を取付けることによって同
様に準備される。試験オペレータはイジェクト発射装置
の命綱接続バッファコネクタに固定装置116 を接続し、
それが“クリック”するまでバッファクランプねじ136
を締める。バッファクランプねじ136 は、イジェクト発
射装置の命綱接続バッファコネクタ138 上に固定装置11
6 および命綱接続ケーブル18をクランプするナイロンチ
ップ140 を有する。これまで、命綱接続ケーブル18をそ
の位置に保持するために付加的なオペレータが必要とさ
れるか、或は航空機14上にケーブル18を保持する試みに
おいてテープが使用されていた。
れた発射装置命綱接続コネクタ（示されていない）に命
綱接続バッファコネクタ138 を取付けることによって同
様に準備される。試験オペレータはイジェクト発射装置
の命綱接続バッファコネクタに固定装置116 を接続し、
それが“クリック”するまでバッファクランプねじ136
を締める。バッファクランプねじ136 は、イジェクト発
射装置の命綱接続バッファコネクタ138 上に固定装置11
6 および命綱接続ケーブル18をクランプするナイロンチ
ップ140 を有する。これまで、命綱接続ケーブル18をそ
の位置に保持するために付加的なオペレータが必要とさ
れるか、或は航空機14上にケーブル18を保持する試みに
おいてテープが使用されていた。
【００５３】好ましい実施例において、クランプねじ13
6 はバッファコネクタ138 上の反復可能な最大クランプ
力に反復可能な最大トルクを変換する調節可能なトルク
ねじを使用する。このトルクは、バッファコネクタ138
への損傷を生じさせずに固定装置116 およびケーブル18
の重量を保持するのに十分であるように設定される。こ
のクランプ力は、命綱接続ケーブル18が引っかかったり
航空機14から不十分に引出された場合に発射装置のコネ
クタまたは航空機14に損傷を与えずに命綱接続ケーブル
18および固定装置116 がイジェクタ発射装置から分離さ
れることを可能にするのに十分に設定されることが重要
である。
6 はバッファコネクタ138 上の反復可能な最大クランプ
力に反復可能な最大トルクを変換する調節可能なトルク
ねじを使用する。このトルクは、バッファコネクタ138
への損傷を生じさせずに固定装置116 およびケーブル18
の重量を保持するのに十分であるように設定される。こ
のクランプ力は、命綱接続ケーブル18が引っかかったり
航空機14から不十分に引出された場合に発射装置のコネ
クタまたは航空機14に損傷を与えずに命綱接続ケーブル
18および固定装置116 がイジェクタ発射装置から分離さ
れることを可能にするのに十分に設定されることが重要
である。
【００５４】命綱接続ケーブル18および固定装置116 の
移動および蓄積中に、バッファコネクタ138 はバッファ
カバー142 によって固定および保護されることができ
る。バッファカバー142 はナイロンから形成され、バッ
ファコネクタ138 上のねじスタッド（示されていない）
に直接螺合し、バッファコネクタ138 の傷つきやすい電
気接触部を保護する。バッファコネクタ138 は、取付け
られたバッファカバー142 と共にクランプねじ136 を締
めることによって機能上の位置において蓄積される。バ
ッファカバー142 は、引き綱（示されていない）で主本
体部分120 に結合されることができる。バッファカバー
142 が使用されていない場合、選択的なバッファカバー
142 は図８に示されたように蓄積されることができる。
この時点で、バッファカバー142 は上部124 の下に配置
されたねじスタッド144 に固定される。
移動および蓄積中に、バッファコネクタ138 はバッファ
カバー142 によって固定および保護されることができ
る。バッファカバー142 はナイロンから形成され、バッ
ファコネクタ138 上のねじスタッド（示されていない）
に直接螺合し、バッファコネクタ138 の傷つきやすい電
気接触部を保護する。バッファコネクタ138 は、取付け
られたバッファカバー142 と共にクランプねじ136 を締
めることによって機能上の位置において蓄積される。バ
ッファカバー142 は、引き綱（示されていない）で主本
体部分120 に結合されることができる。バッファカバー
142 が使用されていない場合、選択的なバッファカバー
142 は図８に示されたように蓄積されることができる。
この時点で、バッファカバー142 は上部124 の下に配置
されたねじスタッド144 に固定される。
【００５５】上記の説明は、本発明の単なる一例を示し
たに過ぎない。当業者は、特許請求の範囲に限定された
ような種々の変化、修正および変更が本発明の技術的範
囲を逸脱することなく行われることができることをこの
ような説明、添付図面および特許請求の範囲から容易に
認識するであろう。例えば、本発明はどの特定数のミサ
イルステーションの連続的な試験に適合するように容易
に構成されることができる。
たに過ぎない。当業者は、特許請求の範囲に限定された
ような種々の変化、修正および変更が本発明の技術的範
囲を逸脱することなく行われることができることをこの
ような説明、添付図面および特許請求の範囲から容易に
認識するであろう。例えば、本発明はどの特定数のミサ
イルステーションの連続的な試験に適合するように容易
に構成されることができる。
【図１】航空機の複数のミサイルステーションと関連し
て示されている本発明の実施例によるミサイルシステム
インターフェイスの動作状態をシミュレートし、評価す
る装置の概略図。
て示されている本発明の実施例によるミサイルシステム
インターフェイスの動作状態をシミュレートし、評価す
る装置の概略図。
【図２】図１の装置の斜視図。
【図３】図１に見られる装置内に含まれる主要部品のブ
ロック図。
ロック図。
【図４】本発明のデータリンクボードによって実行され
る機能を示すブロック図。
る機能を示すブロック図。
【図５】本発明の事象感知信号調整モジュールの１つの
チャンネルの概略図。
チャンネルの概略図。
【図６】自己試験および信号調整モジュールの自己試験
部分の概略図。
部分の概略図。
【図７】自己試験および信号調整モジュールの自己試験
部分の概略図。
部分の概略図。
【図８】自己試験および信号調整モジュールの分離され
た信号調整部分の概略図。
た信号調整部分の概略図。
【図９】レール発射装置と関連して動作する本発明の実
施例によって形成された電気コネクタおよび取付け装置
の部分的に断面図で示した正面図。
施例によって形成された電気コネクタおよび取付け装置
の部分的に断面図で示した正面図。
【図１０】図９の電気接続および固定装置の平面図。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 デイビッド・ピー・バン・クリーブ アメリカ合衆国、アリゾナ州 85745、タ クソン、ダブリュ・パセオ・デル・カンポ 5245 (72)発明者 ジョセフ・エー・クリサフリ アメリカ合衆国、フロリダ州 32578、ナ イスビル、ロバーツ・ドライブ 2427 (72)発明者 ロバート・ジェイ・カリー アメリカ合衆国、アリゾナ州 85718、タ クソン、エヌ・クリスマス・アベニュー 3327 (72)発明者 デニス・シー・カーペンター アメリカ合衆国、アリゾナ州 85741、タ クソン、ダブリュ・トリーライン・ドライ ブ 3255 (72)発明者 ジェラルド・ティー・エマート アメリカ合衆国、アリゾナ州 85748、タ クソン、エヌ・ハリソン・ナンバー216 350 (72)発明者 デイビッド・ランス・ファウラー アメリカ合衆国、アリゾナ州 85743、タ クソン、ダブリュ・イナ・ロード 6395 (72)発明者 デイビッド・エー・ミラニ アメリカ合衆国、アリゾナ州 85715、タ クソン、イー・リー 7512
Claims (15)
- 【請求項１】 航空機におけるミサイルインターフェイ
スシステムの動作状態を試験する装置において、 航空機付近に移動することのできる小型の携帯用制御装
置と、 前記制御装置と複数のミサイルステーションと間で同時
に電気通信する手段とを具備していることを特徴とする
試験装置。 - 【請求項２】 前記制御装置がレーダトラップと電気通
信する手段をさらに具備している請求項１記載の装置。 - 【請求項３】 前記制御装置を前記複数のミサイルステ
ーションと同時に電気通信させる手段が第１の端部およ
び第２の端部をそれぞれ有する複数のケーブル、および
前記制御装置上に取付けられたインターフェイスパネル
を含み、このインターフェイスパネルは前記複数のケー
ブルの前記第１の端部を受けるように構成されている請
求項１記載の装置。 - 【請求項４】 制御装置が前記複数のミサイルステーシ
ョンから受信されたデータを処理する手段をさらに具備
している請求項３記載の装置。 - 【請求項５】 制御装置が静止信号をＴＴＬレベルの信
号に変換する手段をさらに具備している請求項４記載の
装置。 - 【請求項６】 対応している複数のミサイルステーショ
ンに前記複数のケーブルの前記第２の端部を取外し可能
に結合する手段をさらに具備している請求項５記載の装
置。 - 【請求項７】 取外し可能に結合する前記手段が少なく
とも１つの固定装置を具備し、その固定装置はチャンネ
ルを含んでいる主ボディ部分および上部部分を具備し、
前記チャンネルは前記命綱接続ケーブルの１つの前記第
１の端部を受けて保持するように構成されている請求項
６記載の装置。 - 【請求項８】 航空機におけるミサイル命綱接続インタ
ーフェイスおよびミサイルデータリンクインターフェイ
スの動作状態を試験する装置において、 航空機付近に移動することのできる小型の携帯用制御装
置と、 前記制御装置に取付けられ、複数のミサイル装置から電
子信号を受信するように構成されているインターフェイ
スパネルとを具備していることを特徴とする試験装置。 - 【請求項９】 前記制御装置がさらに前記複数のミサイ
ルステーションから受信されるデータを処理する手段を
具備している請求項８記載の装置。 - 【請求項１０】 前記インターフェイスパネルがさらに
レーダトラップから電子信号を受信するように構成され
ている請求項９記載の装置。 - 【請求項１１】 複数のケーブルをさらに具備し、ケー
ブルの第１の端部は制御装置に接続され、ケーブルの第
２の端部はミサイル装置に取外し可能に取付けられてい
る請求項９記載の装置。 - 【請求項１２】 前記複数のケーブルの少なくとも１つ
の第２の端部が航空機発射装置に取外し可能に取付けら
れるように構成されている請求項１１記載の装置。 - 【請求項１３】 少なくとも１つのケーブルが航空機カ
ートリッジ点火砲尾に取外し可能に取付けられるように
構成されている支線を含む請求項１２記載の装置。 - 【請求項１４】 チャンネルおよび上部部分を含んでい
る主ボディ部分を有する少なくとも１つの固定装置をさ
らに具備し、前記チャンネルは前記命綱接続ケーブルの
１つの第２の端部を受けて保持するように構成されてい
る請求項１３記載の装置。 - 【請求項１５】 前記固定装置の前記上部部分が穴を有
し、前記固定装置がさらに前記穴に配置されたねじを具
備し、前記ねじは前記航空機発射装置命綱接続コネクタ
に前記固定装置を保持するように構成されている請求項
１４記載の装置。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US91244292A | 1992-07-13 | 1992-07-13 | |
| US912442 | 1992-07-13 |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH06183397A true JPH06183397A (ja) | 1994-07-05 |
| JP2569264B2 JP2569264B2 (ja) | 1997-01-08 |
Family
ID=25431929
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| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
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| JP5173326A Expired - Fee Related JP2569264B2 (ja) | 1992-07-13 | 1993-07-13 | ミサイルインターフェイス試験の方法および装置 |
Country Status (11)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US5414347A (ja) |
| EP (1) | EP0579143B1 (ja) |
| JP (1) | JP2569264B2 (ja) |
| KR (1) | KR0134872B1 (ja) |
| AU (1) | AU655890B2 (ja) |
| CA (1) | CA2100156C (ja) |
| DE (1) | DE69326583T2 (ja) |
| ES (1) | ES2136104T3 (ja) |
| IL (1) | IL106355A (ja) |
| NO (1) | NO307433B1 (ja) |
| TR (1) | TR28587A (ja) |
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- 1993-07-10 DE DE69326583T patent/DE69326583T2/de not_active Expired - Lifetime
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| KR100876095B1 (ko) * | 2002-09-12 | 2008-12-29 | 한국항공우주산업 주식회사 | 항공기용 파일론 테스트 구조물 |
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