KFX 항공전자

 

KFX에 적용된 항공전자

KFX에 적용될 항공전자 , 항전장비 , 무장시스템과 하위 장치들에 대해 개략적 내용을 적시 합니다. 이 내용은 아래 그림을 보고  관련된 Avionic규격들을 발췌.조사 및 해당 시스템 구성 내용들에 대한 이해한 바를 적은 것이지만.. 해당분야 전공자가 아님 이해가 어려울 수도 있어서 적시를 포기 할려고 했지만.. 그래도 이런 정보를 알고싶어 사람들을 생각해서 부족한 내용이지만 포스팅 하기로 했습니다.  하다 보니 적어야 할 내용들이 많아서 한번에는 다 올리기는 불가능 해서 여러 편으로 나눠서 올리는 바 입니다. 또 내용 중에 반말체는 내용을 가능한 축소시키기 위 함이니 이점 양지 바랍니다.

스마트 항전자 장비

이 그림은 2016년에 국과연에서 발표된 홍보 동영상에 보여지는 그림이다. 이 그림에는 많은 내용들이 포함 되있는데 간략하게 설명하자면 KFX에 적용될 항공전자 및 항전장치 및 무장계통과 항법/EW/통신 관련 센서 및 생존관련 등에 실장되는 전체 장치류가 표시 되어 있다. 

 

그런데.. 좀 꼼꼼한 사람들은 최근에 아래 그림에서 보여진 것과 같이 KAI가발간한 <한국항공우주산업㈜ 20년사>에 보여진 KFX에 적용된 장치류와 차이가 보이는데 이런 차이를 보이는 이유가 뭘까 하는 의문이 들겠다.

 

국과연에서 발표한 KFX 항공전자류 장비들은  앞으로 실제 적용될 장치류를 바탕으로 해서 도식화 한것이고.. 아래 kai가 적시한 내용은KFX에 장착되는 항공전자의 기능적(functional system)관점에서 적시한 것이다. 그러니까.. KFX에 필요되는 항공전자 종류별로 어떤게 장착되어야 하는가 하는 구분을 이해 할수있게 보여 줬다는 것이다 결국 둘다 같다는 소리다.. 그런데 차이를 보이는 것은

 

국과연 적시내용은 실제 개발진행중인 KFX 신규 항공전자 장치들 기준으로 통합모듈 항공전자을 보여준 것이고 카이에서 적시한 내용은 기존의 항공전자 종류에 대해 알기쉽게 이해시킬 목적으로 기존에익숙한 장치들로 구성했기에 차이점을 보인 것이다.

 

왜 이런 걸 알리냐 하는 것은 이런 내용을 모르면.. 나중에 또 혼란과 착각을 불러 일으키고 논쟁을 불러 일으키기 때문이다.

KFX에 적용된 항공전자시스템

먼저, 국과연 그림에서 최 첨두에 위치하고 있는 IMA(통합모듈항공전자, 통합형 항공전자: integrated Module Avionic)기준으로 이 IMA 통합모듈 시스템 와 항공전자, 항전장비, 무장계통 시스템들에 적용된 통신경로(communication Path)의 종류와 각각의 규격을 알아보겠다. 장착된 장치류들이 어떤 식으로 서로 연결되 있는지..어떤 방식으로 작동이 되는지.. 또 이들간 연동(interworking)작업들이 어떻게 동작하는 지..  그 하드웨어와 소프트웨어들에 적용된 프로토콜과 제반 규격에 대한 것을 설명한다.

 

이 내용을 얼마나 이해 하느냐 에 따라 전체 항공전자 시스템 운용방식을 아느냐 모르냐 가 결정된다. 계층적(hierarchy)으로 정의된 각각의 항공전자 장치들간,  또 이들 시스템과 그 하위 서브-시스템들 간 연동 및 각각의 장치들이 가지고 있는 역할 및 작동원리는 이 시스템들이 서로 주고받는 메시지들에 의해 전체 시스템이 하나의 시스템으로 동작 하기 때문이다.

 

KFX에 적용되는 Communication path

위 그림에는 총 4가지 다른 종류의 통신로가 항공장치들간 연결되 있는 것을 알수 있다. 왜 이런 4가지 서로 다른path가 필요로 할까 하는 의문이 들어야 하고.. 그런 이유들을 한번 자세히 알아보자.

           1). Global Network ( AFDX :  Avionics Full-Duplex Switched Ethernet )

           2). ADVB (Avionics Digital Video Bus)

           3). Weapon Bus (MIL_STD_1760)

           4). Avionics Bus (MIL_STD_1553B)

 

1. Global Network ( AFDX :  Avionics Full-Duplex Switched Ethernet ) 그림에서 파란 색으로 구분

ARINC 664 AFDX은 KFX의IMA항공전자의 주 통신로 이다. 현대 항공기에 장착된 다양한 End-system, LRU(이것은 시스템 단위가 아닌 하나의 보드에 AFDX interface module이 적용 된것)들간 연결에 이 AFDX가 전부 적용되 있다. 이 기술은 실시간 전송이 가능한 항공용 이더넷 스위치 기술로써, 2개의 물리적 링크를 사용하며, 100Mbps의 송수신이 동시에 가능한 항공용 네트워크 기술이다.  AFDX는 비행 제어, 조종석 항공, 전력 시설, 연료시스템과 같은 항공전자의 백본망(Backbone network)으로 사용되고 있으며, 현재 A380, Boeing 787등에서 다양한 민/군 항공기에서 사용되고 있다.

 

저 규격들을 설명하기 전에 민간 산업계의 각종규격들이 군사규격으로 적용되는 과정을 한번 거론 해보고자 한다. 시대변천에 따라 군사무기가 고도화, 세분화, 고정밀화로 급속하게 발전 되어갈 때.. 이전까지 군사무기에서 요구되었던 고 신뢰성(고장이 발생하지 않는)이 주된 요구성능 이었다. 

이는 어떤 조건하에서도 문제없이 잘 작동 되어야 하는 것이 목적이었기 때문이었다. 그러나 군사무기가 나날이 발전함에 따라 나라간 군사무기 우위선점은 해당국가의 존폐여부로 결정되는 생존문제로 귀결 되면서 선진국들은 자신들이 보유한 군사무기 전반에 걸쳐 조사 및 제반환경을 검토 결과 적국에 비해 상대적 부족한 무기성능을 산업계에 통용 중이던 첨단기술분야를 군사무기에 도입하면서 해결 하게 되었다.

 

그 이후 산업계에서 통용 중인.. 모든 산업계 기술규격들을 거의 무차별적으로 도입 했는데..  항공전자 부문 역시 그런 경향이 가장 빠르게 도입된 분야 중 하나이다. 이것은 시간이 가면 갈수록 더욱 더 증가일로에 있고 과거에는 군사무기 기술들이 산업계에 도입 되어서 산업발전을 도모 했지만.. 이제는 역으로 산업계 발전된 기술분야가 군수무기 규격에, 산업계 규격이 적용되어 지고 있는 실정이다. 현재는 군사무기에  적용된 기술이 군사분야 자체개발분 뿐 아니라 전 산업계 전체에 발전된 기술들 와 융합,,복합접목 되면서 군사무기와 산업분야가 서로서로 영향을 주고받은 관계로 발전해서 이제는 군사무기 기술과 산업분야 기술을 구분하는 게 의미가 없는 시대에 이르고 있다.

 

항공기에서 사용하는 이더넷 기술인 ARNIC 664(AFDX) 규격

항공기가 점점 전자식으로 제어됨에 따라 항공기에 장착되는 각종 전자 시스템들이 늘어났고 이 시스템 들에서 대용량 데이터의 처리가 실시간으로 필요하고 또 처리된 데이터들이 고속으로 각 시스템들에게 전송 되어야 하는 요구사항이 도출 되었다... 

이를 만족시키기 위해 기존 산업계에 널리 사용되던 이더넷 기술을 항공기에 적용하도록 통신규격을 기반으로 한 ,쌍방향 스위치 이더넷(AFDX, Avionics Full-Duplex Switched Ethernet) ARNIC 664라는 규격이 제정 되었고 이 ARNIC 664 Protocol에 IEEE 802.3 이더넷 규약의 단점을 보완하기 위해 ATM(Asynchronous Transfer Mode) 기술을 도입해서, 가상링크 스위칭 , 비동기 전송모드의 데이터전송 및 이중화 경로에서 하나의 경로가 문제가 발생하면 다른 나머지 경로로 데이터 전송을 가능케 하는 이중화 전송기술 및 QoS(Quality of Service)를 기능을 추가 하였다.

이런 규격들이 AFDX에 적용 되었다. 초기AFDX는 에어버스 380을 위해 개발 되었으나 그 이후 모든 항공기의 표준규격으로 채택이 되었다. 이 AFDX의 장점은 그동안 항공기내 각종 시스템들간 연결 할려면 엄청난 길이의 각종 케이블을 복잡한 설치방법으로 연결 해야 했지만 이런 배선의 복잡성을 줄이고 무게도 줄임으로써 항공기 제조사에 수백킬로 길이로 배선 해야 하는 고질적인 난제를 해결해 주었다.

 

이더넷 스위치 기반의 네트워크 구조의 AFDX의 특징

Full duplex Switched Network : 100Mbps급의 스타형 연결, 최대 24개 단말이 접속가능

AFDX는 버스 라기보다는 네트워크에 가깝다.

AFDX는 버스 스위치와 단말 시스템[ (End system)형태 및 LRU(Line Replacable Unit) NIC 카드형태] 로 구성된다.

모든 연결은 Full Duplex 10Mbits/s 또는 100MBit/s로 이뤄진다.

Redundancy : 이중 전송링크를 사용하여 신뢰도를 향상

Virtual Link : 하나의 물리링크에 여러 가상링크 설정하여 다중화 처리

단말 시스템은 가상 링크를 통해 프레임을 교환한다.

가상 링크는 특정 단말에서 하나(또는 여러) 단말로 향하는 단방향 연결을 정의한다.

Deterministic : 가상링크 별로 대역폭을 보장.

단말 시스템은 가상 링크를 통해 프레임을 교환한다.

.Profiled Network : 필요한 대역폭, 경로 등을 미리 설정한 후 동작

가상 링크마다BAG(Bandwidth Allocation Gap)을 설정해 최대 자료 전송률을 지정할 수 있다.

 

항공기에 필수기능인 Fault Tolerance를 보장하기 위해 AFDX는 기본적으로 이중화가 되어있다. 이 이중화가 각각의 포트, 연결, 스위치에 적용 되 있으며, 네트워크 양쪽 시스템에서 동시에 프레임을 송수신이 가능하다.

ADFX 네트워크 topology 하나의 예가 아래 그림에 보여진다. 참고로 실제 에어버스 380에는 AFDX 스위치가 8조(이중화를 위해 2배인 16개 장착), 스위치별 포트 20개, AFDX를 수신하는 단말 수가 80개 정도라고 지원한다.

 

이 규격이 사실상 KFX 주 핵심 통신 인터페이스이다. 이 규격을 위주로 주요 핵심 KFX 항전장치들 과 이 AFDX연결을 통해 어떻게 작동 되는지 알아보자.

 

Full duplex Switched Network

이 그림에서 보다 자세한 개념을 보여주고 있다. End System에는 서브 시스템을 내부에 장착 된 시스템 으로 구성되 있거나 또는 외부에 서브시스템으로 연결된 형태로 연결 되 있음을 보여주고 있으며 이들 시스템간networking된 구조을 보여주고 있다. 즉, 각각의 End system에서 저런 AFDX규격에 맞는 interface를 가지고 있고.. 또 외부 또는 전체 시스템에 AFDX switch를 구성해서 End sytem간 통신path를 제공하여 통신이 가능하게 한다.

 

End system 종류

이 End system은 하나의 독립된 시스템이고..각각의 End system은 프로세서를 내부에 장착하여 자체적 임베디드 sw가 내장 되있는 장치로 기 정의된 바의 작업을 수행한다.. 상위 및 하위 시스템과 통신로 로 연결되어서 각각의 송/수신 메시지를 주고받아 요청되는 명령을 받아 해당 action들과 job들을 진행하고 그 결과를 상/하위 시스템에 응답한다. 이런 End system은  항공전자 , 항전장비 및 무장시스템과 그 하위 서브시스템으로 카테고리 로 분류 되며 이런 시스템들을 End system라 한다.

 

NIC

이런 NIC card를 적용한 End system내부에 실장되어.. 이 AFDX interface가 모든 항공전자,항전장비, 무장계통 시스템에 모두 적용되어.. 이들간 메시지를 모두 전송 가능케 하고 이 메시지 전달을 통해 최상위 임무컴퓨터가 적절한 임무를 명령 지시를 하고. 또 하위 시스템의 명령수행 결과 및 상태 와 운용중에 필요한 제반 과정들을 임무컴퓨터로 보고 하는 과정을 거치는데 이 모든 메시지를 모두 이 AFDX 하드웨어 통신로(communication path)를 경유해서 주고 받게 되는 방식이다.

또 NIC기능이..모듈화가 되어 IMA 시스템 보드중 일부 보드에 이런 AFDX 인터페이스 기능을 가지고 Backplane에 실장 된다. ( 이건 나중에 IMA 시스템에 설명 하겠슴)

 

 

 

상기 그림에선 이런 End system들간 주고 받는 메시지인 AFDX Frame 와 그 내부구조가 어떻게 구성되 있는지 보여주고 있다. 이는 기존의 이더넷 네트웍에서 사용되는 Frame구조와 거의 같다는 걸 알수있다.. 

왜 이런걸 사용하느냐 하면.. 이미 수십년 동안 문제없이 통신 네트웍에서 이 Protocol방식이 사용 중에 있으며 , 현재 인터넷 네트웍의 주 네트웍 표준으로서 이 규격을 그대로 사용함으로써 이기종(異機種)시스템간 전송되는 과정에서 일어나는 다른 통신방식에서 메시지 전송 가능하게 할려면 해당 프로토콜에 맞게 Encapsulation 과정을 frame전체를 다시한번 더 거쳐야 하고 이로 인한 전송시간 지연 및 처리 프로토콜이 시스템에 적용해야 하는 문제 등등.. 해결 되어야 할 문제가 있다. 

이러한 것은 쓸데없는 시스템 및 전송에서 오브헤드(Over-head)를 가져오는데 이런 문제점을 최소화 할수 있는 방법이 전체 네트웍을 하나의 표준 network Protocol을 적용 하는 것이다. .

 

내부 하드웨어는 ATM의 장점을 도입해서 스위칭 이점을 활용해서 시스템운용에 원활하게 만들면서.. 동시에 그 데이터 메시지는 표준 이더넷 메시지 방식을 적용 하면서.. 기존에 사용중인 시스템들간 호환성을 가져 갈수 있게 한것이다.

 

Redundancy( 이중화 전송)

 

 

상기 그림은 AFDX 네트웍의 데이터 전송에서 적용된 이중화 기술을 보여주고 있다. 

첫번쨰 그림은 이중화에 두가지 서로 다르게 연결된 이중화 된path를 나타내고.. 그 다음 그림에선 이 이중화 된path(link)로 전송되던 데이터가 active path가 어떤 원인으로 인해 데이터를 loss할 경우, stand by path로 전송되던 동일 데이터를 받으면서 수신측에서 아무런 전송상 에러없이 데이타 전송이 가능함을 의미한다. 

만일 active에서 문제가 없으면 stand by path로 이중으로 전송되던 데이터를 수신End system 앞에서 drop 시킨다. 이런 메커니즘이 ATM 이중화 전송방식이다. 

마지막 그림은 이런 메커니즘을 적용한 이중화된 frame를 처리하는 Redundancy Management 모듈을 보여주고 있다. 이런 기능을 AFDX에 적용 하여 혹시라도..시스템 장애 및 하드웨어 장애로 인한 데이터가 분실 경우를 최소화 시킬 목적으로 적용된 기술인 것이다.

 

Virtual Link

이 그림에서 하나의 물리적 링크에 3개의Virtual Link가 할당 되었다는 것을 알수 있다. .

저 물리적링크 bandwidth가 100Mbps인데.. 저 3개의 VL이 각각 10Mbps , 20Mbps, 30Mbps의 전송속도를 가지고 End to End로 연결되어서 전송을 한다고 가정하면.. 

물리적 링크에 전체 전송 capability 에서 10+20+30 = 60Mbps을 사용중에 있고.. 나머지 40Mbps에 대해서는 또다른 End system이 통신연결을 요청 하는경우 AFDX 네트웍에서 가능한 통신로에서 이 물리적 링크가 가장 경제적인 path로 판단을 하면 새로운 통신로를 위해 새로운 VL를 할당해서 해당 시스템간End to End 통신이 가능케 할수 있다.

 

이런 VL 개념을 상기 그림에 잘 표시되어 있다.

이 그림에서 여러 Switch 시스템( 서로 다른 물리적 링크가 스위치 시스템 형태로 있음)을 연결된VL(Virtual link)들을 나타내고 있다. 이런VL은 여러 스위치 단에서 하나 이상 VL를 적용할수 있고. 각각의 스위치 단에서 서로 다르게 연결을 하지만 송신End system 에서 수신End system간 통신경로는 하나의 VL를 가진다..

위 그림에서 VL1,VL2,VL3 링크가 각각이 가지고 있는 경로(path)를 구분하면 다음과 같다,(위그림에서 VL 2에서  End system 3 으로 되돌아오는 VL과 End system6로 연결되는 VL3는 혼란을 피하기 위해 없다고 가정)

           VL1 =  ES(End system)1 – SW1 – SW3 – SW4 – ES4

           VL2 =  ES3 – SW3 - SW4 – ES5

           VL3 =  ES3 – SW3 – SW4- ES4

 

의 구성을 나타낼수 있다.

 

이런 각각의 VL은 전송 대역폭이 서로 다르며.. End system에서 초기 VL 경로를 시스템에 요청 할떄 전송속도와 QoS를 결정(network negotiation)해서 destination End system으로 연결된다. .

 

Bandwidth Allocation Gap (BAG):

 

End system은 전송flow제어에서 BAG(Bandwidth Allocaton Gap) 허용 한계치에 따라 각각의 VL를 관리한다.frame들은 BAG 길이를 초과해서 전송 할수 없다.VL에 전송되는 Frame은 스위칭에서 충돌을 방지 하기위해 BAG속도 보단 적게 전송된다.VL에 데이터가 허용치 보다 초과하면 frame를 보낼수 없다.

 

전송 품질을 보장하기 위해서 ARINC 664은 대역폭 할당 간격(BAG, Bandwidth Allocation Gap)을 규정해서 송신지에서의 트래픽 발생을 제어한다. 대역폭 할당 간격은 전송되는 프레임 간의 최소시간 간격이다. 마지막으로 전송한 프레임과 뒤 이어 전송할 프레임의 시간 간격은 대역폭 할당 간격보다 빠를 수 없다. 만약, 전송할 메시지가 대역폭 할당 간격보다 이른 시간에 발생했을 경우라 할지라도 바로 전송할 수 없다. 마지막 프레임의 전송 시간에서 최소한 대역폭 할당 간격만큼 기다린 후 전송해야 한다. 이는 AFDX network에서 전송 품질을 보장하기 위한 송신지의 의무사항이다

 

 

2. ADVB (Avionics Digital Video Bus)

 

항공 디지털 영상 전송 버스 규격인 ARINC(Aeronautical Radio, Incorporated) 818-2 은 영상 인터페이스를 지원하는 항공전자 장치 간 무압축 영상 데이터를 이더넷을 이용하여 송수신하기 위한 것으로써, ARINC 818-2 프레임과 비동기 항공용 이더넷 간의 송수신 정합 규격을 뜻한다.

 

이 표준은 ARINC 818-2 fiber채널 인터페이스와 이더넷 인터페이스를 갖는 송수신 정합 장치에서 수행되는 프레임 변환 과정에 대한 것이다.. 또 무압축 영상 데이터를 포함하는 ARINC 818-2 fiber 채널 프레임을 수신해 비동기 항공용 이더넷 프레임으로 실어 보내는 방법과 이 과정에서 필요한 단편화(fragmentation) 과정을 기술한다. 그리고 비동기 항공용 이더넷 프레임을 수신하여 단편화 된 ARINC 818-2 fiber 채널 프레임을 추출하고 이를 재조립(reassembly)한다.

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단, 무압축 영상 데이터 형식은 ARINC 818-2를 따르며, 비동기 항공용 이더넷 프레임 형식 및 전송 방법은 ARINC 664P7-1을 따른다.

 

이 표준은 F-35 라이트닝 2와 한국형 전투기(KFX)와 같은 최신 무장제어시스템에 적용되었다. 전투기 내 여러 영상 수집 장치들(레이더, 열화상 카메라 등)과 시현 장치들(대화면 디스플레이(LAD, Large Area Display), HUD(Head-Up Display), HMD(Helmet-Mounted Display) 등)간 디지털 영상 데이터를 광 fiber를 통해 전송하는데 사용되었다. 국내에서도 KFX와 경량 공격형 헬리콥터의 항전시스템 요구사항에 포함 되었다.

 

항공용 디지털 영상 데이터를 전송하기 위한 높은 대역폭을 제공해야 한다. 그러나, 이는 점-대-점 연결만을 지원하기 때문에 유연한 망 구성에 한계가 있다. 이런 문제점을 극복하기 위해 비동기 항공용 이더넷을 이용해 ARINC 818-2 fiber 채널 프레임을 전송하는 기술이 필요하다.

ARINC 818-2 프레임 형식

 

ARINC 818-2는 점-대-점 연결 구조를 갖는 8B/10B 베이스밴드 인코딩 직렬 전송 프로토콜이다. 영상 스트림 다중화(multiplexing)를 포함한 영상 데이터의 유연한 처리를 위해 파이버 채널(FC, Fiber Channel) 프레임을 아래 그림과 같이 정의한다.

파이버 채널 프레임은 최대 크기가 2112 바이트이고 4 바이트로 정렬된다. 시작과 끝을 알리는 SOF(Start of Frame)와 EOF(End of Frame)를 포함한다. 그리고 파이버 채널 프레임 무결성 확인을 위한 32 비트의 CRC 코드가 추가된다.

 

첫번째 파이버 채널 프레임에는 영상 이미지 정보를 위한 헤더 정보가 포함되며, 하나의 영상 이미지를 구성하기 위해 여러 개의 파이버 채널 프레임이 그룹을 이룬다. 예를 들어, 가로 1024 픽셀, 세로 768 픽셀의 XGA 해상도의 무압축 영상 한 라인은 3,072바이트가 필요하고 이를 전송하기 위해 2 개의 파이버 채널 프레임이 필요하다. 헤더 파이버 채널 프레임을 포함해 1 장의 영상 이미지를 전송하기 위해서는 총 1,537 개의 파이버 채널 프레임이 필요하다. 영상 정보를 채우고 남은 마지막 파이버 채널 프레임 영역은 Idle 캐릭터로 채워져 전송된다.

 

 

ARINC 818-2 영상 형식

 

ARINC 818-2는 아래 표와 같은 대역폭의 영상을 전송할 수 있다.

 확인 해 볼것이다. 통신 프로토콜을 알지 못하는 사람들은 이해하기 어려울 것이다.

 

3. Weapon Bus (MIL_STD_1760)

 

MIL-STD-1760 무장 제어시스템/무장 전기 상호연결 시스템 은 무장제어시스템 와 해당 무장간의 표준화 인터페이스를 정의 하고있다. . 무장시스템은 GBU-31 JDAM와 같은 무기 부터 AN / AAQ-14 LANTIRN와  같은 포드장치나  하드 포인터에 연결되 있는 보조연료탱크에 이르기까지 다양한 시스템과 무기계통 즉, 공대공, 공대지, 공대해 관련 무장제어 시스템에 적용 되고있다. 또 이 MIL-STD-1760 규격은 무장 및 SMS을 제어하고 모니터링을 위한 항공전자 장치에 적용 되었다.

 

MIL-STD-1760은 인터페이스에서 사용되는 모든 신호 의 커넥터 및 핀 할당 뿐만 아니라 인터페이스에서 신호의 전기적 특성을 정의 하고 있다 . 커넥터는 무장제어시스템에서 무장을 빠르고 안정적으로 발사 할 수 있도록 설계 되었다. SMS가 제어신호을 가지고 Rock-in된 목표물을 향해 무장을 release 시킨다..

 

MIL-STD-1760 인터페이스는 GPS를 사용하는 기본 무기와 함께 다음과 같이 사용된다. 무장제어시스템의 인터페이스 신호를 활성화하기 전에 무장제어 시스템은 인터록 디스크리트를 검사하여 무장제어시스템이 무장제어 시스템에 잘 부착되어 있는지 확인하고 무장제어 시스템을 검사가 진행되는 동안 접지 또는 조종사가 감전되지 않도록 설계 되어 있다. 적용된 전자 장치는 배터리로 자체시험 실행을 포함하여 자체 초기화 과정을 실행 하고, MIL-STD-1553 통신 인터페이스를 초기화 한다. 무기는 MIL-STD-1760 인터페이스에서 address를 읽고 SMS에서 해당 address에 대한 MIL-STD-1553 명령을 수신하기 시작하다. 이 명령은 무기의 상태보고 요청과 함께 시작되며, 탐색 초기화 및 대상 좌표와 같이 무기의 임무를 수행 할 준비가 된 명령을 계속 처리한다. GPS 수신기는 현재 위치와 시간으로 초기화 된 경우 기체에서 분리 된 후 GPS 위성의 신호에 고정하고 위치를 훨씬 빠르게 확인할 수 있게 된다. 기체는 MIL-STD-1553 인터페이스를 사용하여 현재 위치와 시간을 무기로 보내고 GPS 대역폭 신호를 상단 무장제어시스템 안테나에서 무기로 라우팅 하는 고용량 대역폭 신호를 사용할 수 있다.

 

무장제어시스템은 발사 직전에 Release Consent Discrete를 활성화하고 MIL-STD-1553 인터페이스를 사용하여 무기를 무장 명령으로 보낸다. SMS는 무기 해제 조건이 모두 충족되었는지 확인하고 무기가 해제 되도록 하는 신호(MIL-STD-1760 인터페이스의 일부가 아님)를 활성화 한다. 폭탄의 경우, 이는 일반적으로 운송 중 무장제어시스템에 폭탄을 고정시키는 고리를 동시에 열고 플런저를 작동시켜 폭탄을 무장제어시스템에서 release하는 플런저를 작동시키는 전기 폭발 장치에 전원을 공급하여 수행된다 (고속).

이 규격에 대해서 보다 더 자세한 내용은 MIL-STD-1760규격을 통해 각자 확인

 

 

4. Avionics Bus (MIL_STD_1553B)

 

MIL-STD-1553B는 미해군과 공군에서 사용하기 위해 개발된 필드버스로서 현재 군산용, 산업용, 우주용 장비의 데이 터 통신으로 폭 넓게 사용되고 있는 통신 프로토콜이다. 

MIL-STD-1553B 버스는 항공기내의 항공전자 장비(무기체계)들의 체계 총합을 목적으로 운용되고 있다. 시스템 체계 총합측면에서 통신을 수행하며, 서로 다른 종류의 전자장비가 장착될 경우 서브 시스템 間의 전기적 인터페이스로 인한 혼란을 방지하기 위한 통신 프로토콜을 사용하여 메시지 전송방식에 의한 통신을 하도록 하였다. MIL-STD-1553B의 통신망구조는 버스 토폴로지 방식이고, 통신방식은 반 이중(Simplex) 전송방식으로 이루어지며 통신속도는 1MHz 이다.

 

◈ 1553 데이터 버스는 산업용, 군사용, 우주용 데이터 버스 규격.

◈ 신뢰성을 극도로 요구하는 분야에서 사용.

◈ Data type은 디지털 형태이며 시분할방식을 이용하여 Data Scheduling, Command, 그에 대한 Response로 동작한다.

◈ Terminal Number를 부여하여 최대 31개의 터미널 운용이 가능하다.

◈ 1553B 버스는 BC(Bus Controller) , RT(Remote Terminal), MT(Monitoring; BM) 로 구성된다.

◈ BC : 1553B 버스상의 모든 명령에 대한 제어권을 가지고 있으며 데이터를 보내거나 받는 등의 모든 메시지에 대한 S h d li Scheduling을 수행한다. - 1553B 내의 모든 데이터 통신은 BC의 Command를 RT가 받음으로써 수행된다.

◈ RT : BC로 부터 받은 명령을 수행하고 RT의 상태를 BC에게 보고한다. - BC로 하여금 통신의 성공/실패를 판단하게 한다.

◈ MT : BM(Bus Monitoring)이라고도 불리며 1553B 버스상의 송•수신 데이터들을 확인하는 역할을 한다

1).  MIL-STD-1553 버스 개발의 역사

- 1950년대 : Military air-craft 서브시스템 간의 정보를 공유할 수 있는 전자장비 체계종합 시스템의 필요성 인식 - 1960년대 : 서브시스템 간의 intreface로 인한 복잡성, Cable 부피, 무게 증가 등으로 인하여, 시리얼/시분할 다중 디지털 기술의 필요, 특히 Wring이 너무 복잡하여 수정이나 시스템 시험에 너무 많은 비용이 소요되었음. - 1968년: SAE A2K Committee에서 다중 전송을 위한 military 표준버스 (MIL-STD-1553) 개발

- 1973년 : MIL-STD-1553(Military Standard A / ircraft Internal Time Division Command/Response Multiplex Data Bus) 개발

 - 1978년 : MIL-STD-1553B 버스 개발(1553 Revision), 현재의 military 표준 버스

 

 

2). MIL-STD-1553 버스 기술의 장점

- 시리얼, 시분할 다중전송 방식으로 케이블 수 감소 및 H/W 감소

- 서브 시스템間의 간편한 System integration

- 소프트웨어를 이용한 제어

- Transformer를 사용한 coupler의 사용으로 EMI/RFI 영향 감소

 

 

가.   1553 통신 구조

◈ BC (Bus Controller): 데이터 버스를 통한 정보 전송 時 모든 데이터의 흐름을 제어한다.

◈ Embedded RT: BC에 의하여 제어된 시스템의 데이터를 입,출력 한다.

◈ BM (Bus Monitor): BM (Bus Monitor): 데이터 버스상에서 통신되는 모든 메시지를 감시하고 모은다.

◈ COUPLER: sub-system과1553 데이터 버스의 data를 stub를 통하여 Main-bus에 연결시켜주는 장비로서 터미널로부터main-bus를 분리 함으로서, Termination으로 인해 발생하는 감쇄 효과를 감소시키고 Stub의 파손을 방지한다.

 

 

나.   1553B Data format

1553B 메시지 종류는 다음의 3가지로 크게 나눠진다.

Command Word

Data Word

Status Word

 

다. 실제로 연결구성 장치들과 부품들

 

 

 

이것으로 결국 우리들이 이해 해야 할부분은 저 4가지 군사규격을 통해 IMA Core 부터 각종 항공전자, 항전장비 및 무장시스템에 연결된 하부 시스템들이 모두 제어가 되어서 해당 임무에 따라 Job들을 수행하고.. 전투사항에서 긴급한 외부환경에 맞게.. 적절한 임무를 시기를 놓치지 않고 수행할수 있다는 것이다.

아래 그림은 초기 비행전에. .장착된 무장들의 initialzation 과정을 통해.. 전투기에 장착된 전체 무장을 초기화 및 실장여부를 IMA Core 시스템 요청에 따라.. SIU에 장착된 최대 9개의 무장들의 장착여부 및 준비사항들을 통보 받아서 최종... 조종사로 알려지는 과정을 간략하게 적시 하였다.

이것은 많은 부분은 생략한 것이고.. 이해를 돕기위한 목적으로 적시한 것이니.. 실제 내용와는 많은 차이가 있다는 것을 알아야 하겠다. 단지... 뜻하는 바는 저런 모든 KFX내 장치들간 communication은 모두 저런 4가지 통신규격을 따라 정확하고.. 신속하게.. 전달해서 모든 장치들의 현황과.. 운용여부를 한눈에 알수있게 한다는 뜻이다.

그런 모든 작업들은 모두 조종사의 통제에 지시에 따라. 중앙 IMA(통합모듈항공전자 Integrated Modular Avionics)에 따라 제어되어 관리가 된다는 의미이다.

 

 

KFX 무장제어 작동 원리 예

위 그림은 많은 부분이 생략 되었고,특히 AESA 와 연동은 삭제했다. AESA로 통한 공대지 적의 탐지 및 스나이퍼 stand alone 작업으로도 가능하나, 여기서 스나이퍼Stand alone로 최초 탐지 하는것으로 시작하고 록온에서 부터 실제발사 부분은 또 생략 했다. 또 어디까지나 추정한 사격통제 flow 이니 이점 착안 해야 할것이다.

 

RLU 간 message

 

 

IMA 통합모듈 에 적용된 규격들

 

이 IMA 통합모듈 항공전자를 알아보기 전에 사전지식을 이해 할 필요가 있어서 좀 구체적으로 설명하고자 한다. 

IMA Core시스템의 외부 형상과 내부에 어떤 기술들이 적용 되었는지 구분하고.. 각각의 세부항목들에 대한 필수 사전지식은 chassis에 적용된 VPX관련 규격에 대한 것이다. 현재 모든 군사무기 제품들을 제조생산 하는 회사들은 모두 이 VPX( 아래 그림에서는 VME64x가 적시 되 있다)가 적용된 End system 및 LRU(Line Replaceable Unit)들을 제작하고 있는 중이다.

 

위 그림은 IMA Core시스템 주체인 Mission Computer관점에서 각종 센서/시험 장비, 무장계통, 통신장치 및 생존장비들와 communication이 되어야 하고, MC의 명령 및 지시를 받아 전체 시스템이 하나의 통합된 시스템을 보여주고 있다. 이를 위해서 MC에 다양한 통신 인터페이스들로 연결되어야 하며, 이의 제어 및 관리를 위해선 그림에선 보이지 않지만 MC내부 시스템은 VPX로 관리 및 제어가 되어야 한다.

 

 

IMA Core 시스템 외형

Chassis 또는 캐비닛 혹은 박스(Box)로 부르며, 운용되는 시스템의 종류 및 소요트래픽 량과 시스템 요구성능에 따라 그 크기를 구분하며 위 그림와 같이 다양한 형태의 시스템 구성이 가능하다.

 

이 chassis의 구성품을 보면 전체를 하나의 박스형태로 이루면서 내부에 전원모듈 및 백플레인(Backplane)를 설치를 하고 이 백플레인에 각종 다양한 기능을 가진 SBC(single-Board computer)를 실장(Equip)하고 이 SBC 모듈에 각종 네트웍 인터페이스가 적용된 컨넥터를 장착하여 Backplane에 연결되고 필요한 외부 네트웍 인터페이스는 Backplane후면에 연장된 컨넥터 또는 SBC Board 전면에 설치된 케이블 컨넥터로 ,외부 LRU( Line Replaceable Unit 또는 End system) 등의 하부 시스템 또는 서브 시스템로, 네트웍 종류별 여러 케이블이 각각 연결 되면서 전체 시스템이 구성 된다.

-. SBC( Single-Board Computer):  NIC(Network Interface Card: 각각의 네트웍을 접속 가능하게 하는 네트웍 접속)카드가 하드웨어 모듈로 적용된 보드.

-. Backplane : 일종의 마더보드 이고.. 모든 SBC보드들이 모두 이 Backplane로 장착되게 설계 되었고 내부시스템 보드(SBC)간 communication이 되어야 하고 또  외부LRU간 각종 통신 네트웍 인터페이스로 연결 및 interworking 가능하다.

 

Backplane에 접속된 SBC보드 와 SBC보드 종류

 

Chassis 의 구성

Chassis에 장착된 Backplane

 

위 그림에 chassis의 중간부분에 백플레인(Backplane : mother Board)이 결합된 것을 보여주고 있고...아래 그림은 백플레인에 적용된 VME 버스와 VPX 가 적용된 것을 보여주고 있다.

 

Backplane 보드

 

위 그림에서 좌측이 기존의 VME Bus 형태의 컨넥터들로 구성 되어있고, 우측은 VPX컨넥터가 장착되어 있슴을 알수 있다. 이런 컨넥터들이 각각 세로로 구분하며 Backplane에 적용되 있는데 이들 각각의 하나의 slot 이라 하며, 이 slot에 다른 slot와 분리용으로 가이드lane이 설치 되 있으며 이 가이드lane에 의해 SBC 보드가 어긋나지 않고 backplane컨넥터에 정확하게 유도하여 Equip 되는 것이다. 위 chassis에 그런 가이드lane를 볼수 있다.

 

SBC 보드 와 Backplane 연결

 

 

 

이 그림은 백플레인(Backplane) 보드를 기준으로 앞쪽에 실장되는 보드( Front Board)와 후면보드(Rear Board)가 실장되는데, 이 전,후면 보드가 백플레인의 컨넥터와 연결되어 실장됨을 의미 한다. 아래 그림은 장착된 상태을 보여주고 있다.

 

아래 그림에서는 이런 SBC 보드가 시스템 규격에 따라 그 크기가 결정되는데. 그 기본단위가 “U(Unit)”로 구분하며 이 사이즈를 1U(Unit) 라고 표현 한다. 높이를 Unit 단위로 1U, 2U, 3U, 4U …씩 나누며 1U당 4.5cm 단위로 규격이 정해져 있지만, 회사 마다 나라마다 그 크기가 약간씩 다르다. 아래는 VME Bus통신규격에서 규정하는 그 크기를 보여주고 있다. VPX도 이 규격을 그대로 사용한다.

 

SBC 보드 종류

 

 

백플레인에 전,후면 보드로 두개의 보드로 적용되는 것이 아닌 전면보드만 적용한 경우가 일반적이다. 후면보드를 따로 하드웨어를 구분하는 이유는 전면보드에는 공통 모듈만 모와 배치하고. 후면보드에는 통신 및 센서, 전기적 신호, 케이블연결 포트(Port) 갯수를 다양하게 적용 가능케 하여 현장실정에 맞게..후면보드를 선택,장착해서.. 전체시스템 가용capabilities 범위내에서 자유롭게 시스템 configuration이 가능하게 할 목적으로 제작 된 것이다.

 

모든 시스템 구성품들이 장착된 시스템 아래와 같은 형태로 구성된다.

 

VPX

VPX(ANSI/VITA 46.0이라고도 함)는 차세대 임베디드 시스템에 적용된 통신시스템관련 규격이다. VME시스템이 군/항공/우주 분야에서 오랫동안 사용되고 왔지만 그 대역폭의 한계에 도달했다. 새롭게 도입된 VPX는 VME에 비교필요한 대역폭을 제공해 주었다. 이런 결과로 최근의 군사무기 항공우주분야 및 산업계에서 대부분 이 규격을 적용한 시스템이 개발 되고있다. 특히 IMA 통합모듈 시스템에는 이 규격으로 통일 되었다.

VPX는 3가지 ANSI/VITA 표준이 있다. VME규격에 비교 VPX의 가장 큰 차이점은 VME는 흔히 VMEBUS라 하는 병렬버스로..현재까지 산업계에서 통신장치들의 규격을 사용 된 것이지만.. VPX는 고속 직렬방식의 Full Duplex 전송규격이며 시스템간 전송속도가 기존의 VME에 비해 속도가 월등하다.

VITA 46.0 - 2007 표준은 VPX의 기본 기계적 및 전기적 사양을 규정하고 있다.

 

기타 VITA 46 규격

 

여기서 VPX로 규정 되는 것은 위 VITA규격에서 VITA 46.0 를 의미한다. 그외 IMA Core 시스템의 backplane에 필요한 규격은 흔히 Open VPX 라 하는 규격인데. 이것은 ANSI/VITA 65 규격을 뜻한다.

 

Open VPX

이 Open VPX 임베디드 컴퓨터표준은 방위 및 산업제품의 까다로운 요구 조건을 만족시키고 있다. VITA 표준기구에 의해 ANSI/VITA 65.0으로 명명된 OpenVPX는 Module, connector에 대한 규정 및 열 특성, 통신 프로토콜, 유틸리티 및 전원 정의에 대한 기계적규격을 포함한 시스템 아키텍처를 정의하고 또 VITA규격 일부를 적용 했다. 다양한 고 대역폭을 지원하는 스위치 패브릭 프로토콜을 포함하여 시스템 구성 요소 간의 통신을 위한 여러 Plane 아키텍처 방식을 정의 하고 있다.

 

OpenVPX는 'Profile'이라는 개념을 사용하여 스위치 패브릭 및 기타 기술에 대해 규정 한다. 동일한 OpenVPX profile을 준수하는 여러 공급 업체의 제품들로 사용하여 하나의 시스템으로 구성 할수 있다.  OpenVPX의 이러한 특성 및 장점은 상호 운용성, 기술 업그레이드 통해 납품업체들간 경쟁을 도모하여 시스템설치 비용 절감의 효과도 가능케 한다.

 

VPX 소개 :VITA 46, 48 및 65 : 차세대 VME 시스템 교체

아래는 Tyco사의 고속 MultiGIG RT 커넥터이다. 이 새로운 고속 커넥터를 사용하면 10Gbps이상 고속 직렬 버스를 사용할 수 있다

 

실제 backplane 연결은 3U보드 의 경우 3 커넥터(P0-P2)의 컨넥터가 적용하고 6U보드의 경우 7 커넥터(P0-P6)를 사용합니다. P0은 전력과 시스템제어를 위해 남겨졌고, P1에는 시스템 제어 신호 및  Module 간의 데이터 버스 연결에 사용할 수 있게 나머지를 사용된다.  사용되지 않는 핀은 사용자용 I/O로 남겨지며 일반적으로 RTM(Rear Transition Module)로 거론되는 추가 플래쉬 스토리지 장치 또는 백업 버스라인으로 routing(Routing : 구성 및 연결) 됩니다. P0을 제외한 커넥터는 일반적으로 differential pair로 연결 한다. 표준에는 단일 종단 구성표가 있다.

 

 

3U 및 6U 보드에 적용된 컨넥터 와 각각의 컨넥터에 개략적 구성

 

 

 

Power and Control Signals 전력 및 제어 신호

모든 전원 및 시스템 제어 신호는 위에서 언급 한대로 P0을 통해 routing된다. 필요한 제어 신호는 시스템 리셋 (SYSReset)이다. 다른 레퍼런스 클럭 제공, JTAG 및 시스템 관리 버스와 같은 연결은 backplane에서 routing 되어야 하지만 VPX 시스템에서는 선택 사항이다

구현 예 : 아래 표에 표시 된대로 6개의 방법으로 backplane을 통해 VPX 보드로 전원이 공급 된다. 3U 및 6U backplane은 VS2의 전압 차이로 인해 호환되지 않는다.

 

 

P1 Connections

P1은 32 개의 differential pairs로 각각은 1-32의 번호로 지정된다. 이들은 총 16 개의 Tx/Rx그룹으로 송신 (Tx) 및 수신 (Rx) 쌍으로 더 나뉜다. Tx/Rx 그룹화는 고속 직렬 버스의 방식에 따른다. Module의 P1의 Tx/Rx번호가  가장 낮은 것부터 사용된다.

MSB할당은. VITA 46.0 사양에서 고속 직렬 버스를 사용하면  PCIe, Rapid I/O 또는 기가비트 이더넷과 같은 인터페이스로 융통성이 있게 활용 가능하다.. 이러한 정의는 VITA 46 도트 표준에 그대로 적용 된다.

 

VITA 46 “dot” 규격의 장점은

VITA 조직은 최근 사양을 구현하는 데 필요한 최소 정보와 옵션을 구분하기 위해 사용되었다.

관련 VPX 표준은Serial RapidI / O, PCIe, Gigabit Ethernet 인터페이스에 적용 할수 있게 하며 앞서 언급 한 세 가지 프로토콜에 대한 핀 배치 및 전기 사양 설명해야 한다. 이러한 설계의 기본 요구 사항의 차이점을 이해하도록 돕기 위해 dot"표준을 만든 이유이고, 이식 옵션이 필요하다. 아래 표는 VITA 46.0 사양의 주요 도트 표준을 요약 한 것이다.

 

VITA 46.3, 46.4 및 46.7은 VPX backplane에서 사용하기 위해 3개의 공통 직렬 버스 인터페이스에 대한 구현 요구 사항을 제공. 각 표준 핀 배치 및 전기적 사양을 제공하며 서로 호환되지 않는다

 

backplane에서 통신을 위한 것

VITA 46.10-2009는 3U 및 6U RTM (Rear Transition Module)의 기계적 규격을 위해 승인된 표준이다. Module은 거의 VMEbus와 동일하지만 backplane에 적용된 커넥터가 다르다. VME와 마찬가지로 RTM사용과 관련해서 거의 같다. VITA 46.11은 시스템 관리 버스의 응용 프로그램 사용을 정의. 이 표준은 IPMI (Intelligent Platform Management Interface)를 구현한다.

이 인텔 표준은 운영 체제를 부팅하기 전에 Module에서 기본 정보를 로드하고 시스템 상태를 모니터링 하기 위함이다. VITA 46.9는 PMC 및 XMC 후면 I/O신호를 backplane으로 routing하기 위해 필요한 정보를 제공한다. 이 사양을 준수하면RTM Module의 일부 표준화를 허용한다. PMC 후면 I/O신호를 routing하는 유일한 방법은 있지만 몇 가지 변형이 있다.

 

XMC 커넥터 backplane이Acromag의 VPX 제품과 올바르게 작동하도록VITA 46.9 P2w1-P64를 준수하는지 확인할것.

 

Backplane에 VPX모듈의 연결 방법

VITA 46.0에서 제외한 주요 사양은 backplane을 함께 연결하는 방법에 대한것이다. VME에는 연결된 병렬 버스가 적용 되었지만 플러그인 Module에 대한 프로세서 보드들간 동일한 버스를 공유을 하는 방식이고. SBC를 모든 slot에 연결하여 시스템이 동작되게 설계 되었다..

 

VPX 시스템에는 Point-to-Point간 직렬 Bus가 적용 되었다.  더 이상 VME처럼 병렬BUS로 정보를 교환하지 않는다. 따라서 backplane은 반드시 직렬로 routing 해야하고 마스터에서 각 슬레이브로 위의 예에서 보여진 것 처럼VPX 시스템의 slot 1은 2개의 X4PCIe을 사용하여 두 번째 및 세 번째 보드로 routing된다..

위의 간단한 예에서는 이해하기 쉽지만 큰 backplane에서는 좀 복잡 해진다.  모든slo에 serial로 연결을 해야 하고. backplane routing에  프로세서 보드와 플러그인을 모두 고려하면 상황이 더 악화된다. 이 모든 기능이 가능하게 할려면 Module이 Backplane과 정확하게 호환이 가능한 규격이 필요하다.

 

VPX REDI?

VPX REDI는 VITA 48 및 “강화 설계 구현”표준에 정의된 규격이다. 이 표준은 특히 VPX 시스템에 적용된 규격이다. 이 규격은 (VITA 46.0 및 65.0) chassis와 플러그인 Module 간의 기계적 인터페이스를 정의하고 있다. 플러그인 Module 피치에서 VITA 46.0에 정의 된 0.8”표준이며 0.85”및 1.0”피치를 모두 추가한다. 그 크기는 상단과 하단의 크기로 조정해서 가능하게 만들었다.

ESD 보호, 전도 냉각 및 레벨 2 유지 보수를 용이 하게하는 덮개.2 단계 유지 보수는 군용 제품을 위해 제정 되었다. 이는 ESD (정전기 방전) 요구 사항이 추가되고 노출 된 모든 전기 구성 요소 주변에 풀 메탈 재킷이 포함된다. 기계식 플레이트는 또한 모든 Module에서 일관성을 유지함으로써 전도 냉각 chassis 설계를 단순화 시켰다. 이 기계적 사양은 VITA 48 도트 사양에서 사용 가능한 다양한 유형의 냉각이 아래 표에 나와 있다.

 

 

VPX 시스템에서 사용 할수있는 다양한 피치 보드와 냉각방법 사이의 문제를 단순화하기 위해 다음 3가지 VPX로 표준화 했다.

 

보드냉각 유형. 이 추가적인 표준안은 시장 조건에 따라 변경 될 수 있다.

 

 

OPEN VPX는?

.Open VPX는 업체가 서로 다른 VPX제품들의 상호작용을 완전히 통합하기 위한 ‘profile system’으로 정의 한 규격이다. backplane과 플러그인 Module 사이. profile은 시스템자원의 물리적 맵핑에 관련된 내용이다. 이런정보를 사용하여 호환성을 결정한다. profile을 살펴보기 전에 먼저 OPEN VPX의 새로운 용어를 알아야 한다..

 

OPEN VPX Pipe이란?

Pipe : 총 differential pairs 수를 특성화 하는 데 사용되는 용어이다. 프로토콜에 관계없이 (Rx 및 Tx) 액세스 가능한 Pipe는 differential pairs쌍으로 규정 한다. 이 Pipe 숫자로 특정 규격을 결정하는 데 사용하는 용어가 아래 표에. 표기 되고 , 괄호 안에 약어로 적혀져 있다.

 

직렬 버스 프로토콜에 대한 이해가 있으면 Pipe를 보다 쉽게 이해할 수 있다. PCI Express의 단일 Lane은 2 개의 differential pairs으로 구성되어 있다. 한 쌍은 전송(Tx) 전용이고 다른 한 쌍은 수신(Rx) 전용이다. Full duplex 목적으로 이 Lane은 VPX내의 Ultra-Thin Pipe (단일 Pipe)이란 이름으로 표기 된다. 2개의 differential pairs의 Lane은 x1 PCI Express를 지원하고, PCIe 또 serial Rapid IO와 같은 고속 직렬버스에 사용된다. 또 이 Ultra Thin Pipe를 2개로 조합하여 사용하면 x2 PCIe ,1000BASE-T에 사용된다. 이 두개를 적용된 Thin Pipe를 Fat Pipe로 표시 되는데 Pipe 자체는 프로토콜와 상관하지 않는다 필요에 따라 다양한 직렬통신규격에 맞게 사용하면 된다. 두 개의 Fat Pipe도Serial Rapid IO®를 사용할 수 있다 이 개념(용어)를 사용하면 적용된 프로토콜에 관계없이 backplane기능을 지정할 수 있다.

.

OPEN VPX Modules?

1.     Module : 정의 된 기계 및 전기적 특성을 가지는 하드웨어 보드이고  3U 및6U 플러그인 Module과 같은 사양을 뜻한다. VITA 65.0은 여러 Module 유형을 정의한다.

2.     기능. 이러한 유형의 Module은 자명하며 아래에 참조 용으로 제공. 괄호 안에 약어가 있다.

 

 

Profiles

VITA 65.0은 4가지 유형의 profile범위 내에서 VPX시스템을 규정 했다. 즉 Backplane,  chassis,  Module 및 slot 각각에 대한 간단한 설명은 아래 표에 나와 있다.

 

Profile : 시스템 내 물리적 리소스 매핑에 대한 설명이다.

 

각 시스템에는 하나의 chassis 및 Backplane profile이 있고  Backplane는 각slot에 대한 slot profile를 규정하고 있고. 또 각각의 slot에는 Module profile들이 정의 한다 시스템의 플러그인 Module. Reference를 참조해서 VPX 시스템에 대한 기본적인 이해 와 해당 profile에 제공되는 정보가 있다.

 

1). Backplane Profiles

앞에서 언급했듯이 VITA 46의 가장 큰 문제는 backplane routing에 대한 지침이 없다는 것이다. 문제를 명확히 하고 표준화하기 위해 Open VPX는 14 개의 표준 backplane구성 방법을 제공한다. 특히, backplane profile은 slot 수, 지원되는 표준 및 보드 연결을 위한 토폴로지 (STAR 또는 Mesh)를 설명한다.

 

 

VITA 65의 backplane profile의 예는 BKP3-CEN06-15.2.2-1 이다. 이 이름에 표현된 각 항목에 대한 내용은 아래에 보이는 것과 같다.

 

 

backplane profile에 대한 자세한 내용은 위 이름에서 참조 된 VITA 65규격을 참조 해야 한다. 이 경우 VITA 65 섹션 15.2.2.n은 다음과 같은 그래픽 그림과 호환 가능한 slot 및 Module profile과 같은 기타 정보를 제공한다. 따라서 저 Backplane의 Profile만 알수 있으면 아래그림에 보이는 것과 같은 시스템 configuration를 구성 가능 하다.

 

 

2). Chassis Profile

chassis profile은 아래 예에 요약과 같이 slot 수, 제공된 전원 및 냉각 방법에 대해 나타낸다.

 

 

Form-factor = 3U or 6U

UUU :

Standard Development Chassis Type {RCK | TOW | OPN}

Where RCK = 19” EIA Rack Mount

TOW = Stand-alone Tower

OPN = Open Frame

WWW  : Primary Power {3PA | 3PB | 1PA | 1PB}

3PA = 3 Phase, 208VAC, 50/60 Hz

3PB = 3 Phase, 400VAC 50/60 Hz

1PA = Single phase, 110/220VAC, 50/60 Hz

1PB = Single phase, 230VAC, 50/60 Hz

x  : Plug-in Module Cooling Type {A | C}

A = VITA 48.1 air cooled

C = VITA 48.2 conduction cooled

YYY : Backplane Power Option {12H | 5VH | VEN}

12H = 12V centric power

5VH = 5V centric power

VEN = Supplier Defined

z :Chassis Manager {N | Y } – Yes or no

backplane profile이름을 통해 backplane에 적용된 규격들을 알수있다.

 

3). Module Profiles

Module profile에는 플러그인 Module의 유형 및 크기, 사용 가능한 Pipe 및 해당 Pipe와 관련된 프로토콜에 대한 정보가 포함된다. Module profile의 예는 다음과 같다.

Expansion Plane에 사용 가능한 Pipe가 있는 경우 2F로 숫자와 문자 구성해서 적용된다.. 예를 들어 Fat Pipe가 2 개인 Module은 Data Plane에서 확장 창의 네 개의 thin Pipe는 2F4T로 표기된다. Control Plane에 Pipe가 있다면 숫자와 문자는 Extend Plane를 참조 해야한다. 이에 대한 자세한 내용과 참조 된 특정 프로토콜에 대한 자세한 내용은 VITA 65규격을 확인할 것.

 

4). Slot Profile

slot profile에는 backplane 핀이 각 slot에 연결되는 방법에 대한 정보가 포함되어 있다. 예로 slot profile은 SLT3-PER-1F-14.3.2이다. 이것으로 구성 요소 부분으로 다음을 알수있다.

 

다시 한번, expansion plane에 사용 가능한 Pipe가 있으면  그 다음에 1F가 있게된다 예를 들어 Fat이 1개인 Module Data plane의 Pipe와 확장 창의 4 개의 Pipe는 1F4T로 표기 된다. Control Plane에 Pipe가 있다면 숫자와 문자 표기는는 expansion plane 참조. 자세한 내용은 VITA 65 사양을 참조 할것.

backplane profile과 마찬가지로 VITA 65는 모든 slot profile에 대한 그래픽 표현을 제공한다. SLT3-PER-1F-14.3.2의 그래픽 표현은 아래에 보여진다.

 

이 OPEN VPX규격을 통해 군사무기 대부분 시스템 장치들을 요구성능에 맞게 규격에 제작가능하고 또 각각의 회사에서 제작한 하드웨어를 혼용, 적용해서..군수물자 관리에 효율을 극대화 하며.. 필요한 새로운 성능의 제품 또한 저 규격에 맞으면 얼마던지 적용 가능하게 만들었다.

 

이런 효과적인 OPEN VPX의 규격이 제정된 것은 기존의 VITA규격들에 대한 업체간, 나라간 이해관계에 따라 표준선점을 위한 지난한 다툼과 이전투구를 보다 못한 몇몇의 선진방산기업들이 그룹을 형성해서 가장 급한 규격부터 제정해서 미국방성에 납품 함으로서 이런 규격이 역으로 통신규격에 표준으로 등재가 되었다. 그 대표적 기업이 바로 머큐리란 기업이고 머큐리에 규합에 찬성한 기업들이 차례로 합쳐서 현재의 Open VPX로 제정할수 있게 되었고..이 이후 발전을 거듭해서 현재의 Open VPX관련 규격은 다음과 같이 SPACE VPX/Space VPXLite 규격으로 진화 발전 되었다..

 

이 SPACE VPX/Space VPXLite규격을 지원하는 회사들

 

 

1. 지금까지 게시한 내용과 설명은 모두 아래의 그림을 가지고 유추한 내용이다.

 

 

위 그림에 적용된 설계사상 및 통신규격 및 시스템 개요에 대한 내용들은 아래에  적시 하였다.

 

이 내용의 요약은

 

AFDX,  ADVB, MIL_STD_1750, MIL_STD_1553B규격들이 KFX 중앙제어 시스템, Mission Computer( IMA Core시스템 )에 적용이 되어, KFX 전체 하이라키 구조의 여러 시스템 과 서브 시스템간 각각 통신로들이 연결 되어서 필요한 명령,지시가  4개의 주요 통신로로 통해 해당 시스템에 하달이 되고.. 각각의 하부시스템 및 서브 시스템은 미션 컴퓨터의 명령에 따른 적절한 분석 과정을 거쳐 관련된 작업을 수행 및 조치등의 보고 및 응답 함으로서... 실시간으로 전체가 하나의 시스템으로 동작된다.

 

 

또 이러한 통신규격은 IMA Core시스템에 실장 된 SBC Board들에 각각 적용되 있으며 하부시스템과 통신은 Backplane 후면이나 Rear Board에 부착되 있는 컨넥터나 또는서로 다른 통신interface를 가지고 있는 SBC들 전면에 부착되 있는 컨넥터를 통해 하부시스템들과 통신을 하게끔 설계 되어져 있다.

 

 

KFX에 적용될 임무컴( Mission Computer)은 IMA(Integrated Modular Avionics : 통합모듈 항공전자)개념을 적용한 시스템이고, 이 미션컴을 구성하고 있는 SBC(Single Board Computer, LIU Line Interface Unit)들 , Backplane, Slot과 chassis에 적용된 VPX규격과  이 임무컴에 연결된 LRU 시스템들의 하드웨어 및 소프트웨어들에 대한 규격과 시스템 configuration들에 대한 것을 적시 했다.

 

 

현재 및 향후 avionics 와 상용 통신시스템 모두 VPX규격으로 통일되어 적용되어 가고 있는 것을 알아야 하겠다. 항공전자 및 우주시스템(인공위성 및 관련시스템)는 이런 추세로 발전중에 있으며 이 규격을 모르면 항공전자 동작에 대한 자세한 이해는 불가하게 된다는 뜻이다.

 

 

참고 #1

* 인티( integration)작업이란.. 

위에 언급한 것들 중에서 신규로 소요제기 된 무장 및 항전 들에 대한 추가설치가 요구되어, 하나의 LRU 또는 관련 서스시스템이 교체 해야 할경우.. 교체 되어야 하는 LRU와 관련된 연동 시스템 전체에 걸쳐 하드웨어 및 소프트웨어 변경 작업이 일어나야 한다. 

 

단순히 하나의 LRU가 하드웨어적으로 교체만으로 가능한게 아니라 ,연동되어 동작되던 모든 시스템들간 메시지 및 보완 및 개선 및 추가 내용들이 연동 시스템들 각각에 필요한 변경내용(주로 소프트웨어 변경, 그러나 소프트웨어로 불가능 할경우는 하드웨어 까지 변경)들이 적용해야 한다는 뜻이다.

 

 또 이런 신규 기능 확인시험 및 검증 작업을 통해서 stand-alone 시험을 거치고 이 단계가 끝난뒤,  전체 시스템 통합시험을 하여, 엎그레이드 된 기능을 확인함과 동시에 이것을 적용함으로써 발생 할수도있는 신규 이상 현상들에 대해서도 모니터링을 통해 검증작업을 마쳐서 최종 확인 완료한다.

 

이 과정은 모든 전투기에 적용되는 절차(procedure)이다. 현재 , F-16 엎그레이드 와 Fa-50관련 무장을 추가할때도 저런 과정을 거친다는 것이다. 신규 요구사항이나 하자가 발생하면 반드시 저런 과정을 통해서.. 확인.검증해서 최종의 결과물이 나오면 이것을 하나의 작업절차서( Production Manual, installation guide 등)로 documentation하여. 이를 기준으로 새로운 시험절차서(Test document)가 만들어 지고.. 이것을 통해 제조. 생산라인과 시험공정에도 모두 새로운 절차서로 교체 되어야 한다는 뜻이다.

 

 

이런  사유로 KFX가 나오기 전까진 현재 우리들이 보유한 모든 전투기 보완작업은 우리들 마음대로 수리,변경이 불가능 하다는 뜻이다. 일부 자체수리 보완부분 가능한 부분도 모두 사전에 제조사의 허락을 통해서 하고 있다는 것을 알아야 하겠다. 이 내용을 거듭해서 반복하는 것은 군에서 소요 성능들이 이런 과정을 통해서  추가 설치 된다는 것을 이해 시켜, 일부 사람들이 가지고 있는 '인티'에 대한 혼란과 오해를 방지하기 위함이다

 

 

 

 

참고 #2

LRU( Line Replaceable Unit)

 

 

 

LRU는 전투기에 장착되는 항공기 센서.통신.생존.무장계통의 모든 stand alone시스템을 뜻한다. 그림에 보이는 것과 같이  외부는 외부의 강한충격( 피탄 및 폭발)에 견딜수 있도록 두꺼운 금속재질로 되 있고.. 내부는 여러개의 SBC가 장착되 있으며 , 외부 다른 LRU 시스템과 통신로에 연결되어 중앙제어 시스템 미션컴퓨터의 지시와 명령에 따라 동작을 한다. 

 

이러한 LRU들이 항공기에 독립형 => 연동형 => 통합모듈형으로 진화.발전중에 있다. 현재의 KFX IMA Core시스템은 통합모듈형 설계사상에 따른 시스템이다. 이런 통합모듈형 항공전자( IMA )로 적용된 대표적인 전투가기 바로  F-22 ,F-35이다. 한국은 아직 완전히 IMA를 적용한 항공기가 없다. 수리온에서 일부가 적용되었지만.. 그걸로 완전한 IMA형 이라 볼수 없다.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

2. IMA 시스템 개요

상기에 거론 했듯이.. 항공전자의 기술발전은 독립형 , 연동형에서 통합모듈형으로 급속하게 진행중에 있다. 현재의 KFX는 이러한 추세에 발맞춰서 IMA형 항공전자를 최초로 적용한 전투기로 볼수 있다.

 

 

가.  IMA설계개념을 채용된 이유

항공기에 고속,정밀 전자제어시스템이 모든 항공전자에 적용되어 되는 시점에서 신규LRU 증가와 고속데이타 교환이 필요하게 되고 이를 위한 엄청난 길이의 배선문제가 발생하고 또 증가된 LRU수에 따른 전체 제어시스템의 하중 증가로 인해 항공기에 결정적인 문제로 대두 되었다.

 

 

이런 문제를 해결 하기 위한 방안이.. 연방형이후 IMA로 전환 되면서.. 각각의 LRU내부에 장착된 보드숫자를 줄이고.. 또 각각의 LRU통신이.. 고속의 serial communication path라는 해결책이 나오면서.. 연동형까지 엄청난 숫자의 LRU와 케이블 무게를 감소할수 있게 되었다. 

 

 

 

나. IMA 설계사상

 

 

 

 

위 그림와 같이.. 크게 4가지 타입으로 구분할수 있게 되었다. 이중에서 CPU보드를 제외 한 3개의 보드들은 LRU에 연결될 서브 시스템에 특화된 기계 및 전기전자적으로 대체 불가능하고, 공통모듈로 분리 불가한 것들이고..  CPU 모듈은 전체 LRU에 공통적이고 하드웨어적으로 동일한 것이었다. 이를 모두 중앙제어 시스템에 하드웨어 및 소프트웨어로 분리 작업을 하여 각각의 LRU 보드 숫자를 4개에서 3개를 줄이는 것이  가능하게 되었다.  실제로는 저 CPU 모듈은 모두 중앙제어 시스템인 미션컴퓨터의 하나 또는 몇개의 SBC에 옮겨 놓는 방식을 취한것이다.

 

 

다. 중앙제어 시스템으로 CPU모듈을 하나의 공통모듈로 집중화 한 장점

 

-. LRU 제작비용 절감

-. LRU 시스템 무게 저하

-. LRU 보드제거 및 연결 케이블 갯수.길이 축소로 전체 항공기 하중 절감

-. 하나의 중앙제어시스템(MC)로 항공기 전체를 실시간 제어를 통한 시간 지연 해소, 

-. 운용 및 유지보수 비용 절감 , 항공기 통합관리 원활 

 

 

3.  KFX에 적용된 IMA Core시스템

 

상기에 보여진 < 스마트 항공전자 >그림은 개념적으로 아래 그림으로 나타낼수 있다.

 

 

이 그림와 실제 KFX와 차이 점은 개인적으로 다음으로 판단하고 있다.

 

 

1). MC에 적용된 VME64x BUS 

 

위 그림 MC에 적용된 것은 앞서 거론했듯이 VPX규격을 반영 한것이고.. Backplane에 실장되는 각각의 SBC들간 communication을 위해 VME64x BUS 보다 고속 serial communication path로 대체 되었을 것으로 본다. ( Full Mesh 와 AFDX통신로를 가진 하부 시스템들을 위해 일부 STAR 연결의 혼용 수용된것으로 본다)

 

 

2). AESA 및 EO Targeting System같은 4대 항전장비는

 

IMA통합모듈에 포함되지 않은 독립 LRU장비이다.

즉 AESA에서 소요되는 성능중에 가장 큰 이슈중 하나는 초고속으로 방사되는 레이더파들을 송,수신 해야하는 요구사항이 있다. 이는 초기 감시 및 탐색단계에서 부터, 추적 및 타깃 단계까지 필요하면 레이더 조사(照射)를  수십msec 에서 수십 usec 단위로 주기적으로 집중적으로 해야 할 경우에는 하나의 프로세서로는 그 기능을 획득 불가능 하다. 따라서 수십개의 안테나 소자를 모아 하나의 특정 Target을 추적.감시모드을 계속 하기 위해서는 이것을 계속할수 있는 dedicated된 프로세서가 필요하다는 뜻이다. 

 

 

만약, 공대지, 공대해, 공대공 target를 최대 50개로 정의 되었다면.. 이는 50개의 분리된 프로세서가 있어야 가능하다는 판단이다. 소규모의 PCB에 송수신 모듈과 이를 제어하는 CPU가 포함하여, 이 모듈은 안테나 모듈중에서 1,000여개 TRM모듈에서 1/50의 모듈 즉, 20여개의 TRM모듈로 분리해서 제어 해야 한다는 뜻이다.

 

이는 하나의 송수신 모듈에 20개의 TRM을 하나의 AESA로 독립적으로 동작 있을수 있는 기능으로 이와 연계되어 동작하는 중앙제어기능 역시 MC에 포함되지 않고. AESA독립된 프로세서들이 이를 담당하고 있다는 판단이다.

 

나머지 4대항전장비 역시 동일하게 조치 해야 한다는 생각이다.

 

 

3). 레가시 항공전자 : MIL_STD_1553B규격 이 적용된 기존 항공전자 장비류

 

상기에 보여진 스마트 항공전자 장비들 중에서는 기존에 이미 제작 되어 널리 사용중인 레가시 항공전자 장비류는 MC에서 통합관리 하되, 그 장비에 있는 CPU모듈을 굳이 MC에 옮기지 않고. 그대로 사용 가능하게 하게 하고, 그외 고속, 고용량 데이타를 처리하는 신규로 개발되는 항공전자 장비들을 선별 적용 되었다는 생각이다.

 

 

4). FLCC – 이건 KAI 개발품이어서 위 그림에서 빠져 있다.

 

이말은 현재 업무분장에 따라 항공전자 중에 FLCC는 kai에서 제작해서 위 그림에서 보여지지 않는 것을 알수 있다. 즉 통합모듈 관리하에 포함 되 있는 항공전자가 아닌것이고 이 통합모둘 IMA Core시스템 별도의 독립된 시스템으로 분리( dedication ) 되 있음을 알수 있다.

 

이 FLCC와 관련 FBW관련 내용은 추후 설명할것이다.

 

FLCC는 기본적으로 3중화 항공전자이다. 그런데 MC는 이중화만 되어 있기에.. 만약 MC에 이런 FLCC CPU모듈을 모두 옮겨 온다면.. FLCC는 3중화가 아니라.. 2중화가 되어야 한다. 이에 대한 혼동은 다음으로 정리가 되었다.

 

즉, MC 와 FLCC는 MC의 제어 하에 동작 되는것이 원칙이나 KF-21에 적용된 항공전자는 업무분장의 결과에 따라 서로 완전하게 독립적 분리되어서 동작한다. 이것으로 인해 KF-21 운용상 문제가 있을 듯 하나 실제로는 전혀 문제가 없다. 추추 자세한 내용은 따라 적시 할것이다.

 

항공기 추락을 방지 하기위해 별도의 제어기능이 FLCC에 부여해서 MC가 동작 불능인 경우에 FLCC가 직접 항공기 비행제어를 조종사의 통제로.. 운용 가능하게 설계 되었다는 추정이다.

 

4. IMA 하드웨어 구성 

* 여기서 부터는 "IMA 컴퓨터 아키텍처 설계방안" 논문을 참조 한것이다.  IMA Core시스템을 가장 알기 쉽게 잘 설명한 내용 이어서 굳이 내가 새롭게 수정 보완 할 필요가 없었다. 

 

 

위 도표은 IMA Core시스템에 개념적으로 규정되 있는 하드웨어 종류들이다.  이들은 하나의 MC에 적용되는 SBC 종류이고 이들은 필요에 따라 하나 이상의 갯수로 Chassis에 적용 될수있다. 이것은 시스템 설계자가 소요 요구기능과 성능에 따라 얼마던지 변경 가능한 것이다.

 

IMA 시스템을 구성하는 데이터 인터페이스로 ARINC-818, AFDX(Avionics Full-Duplex Switched Ethernet)와 MIL-STD-1553B를 선정하였다. 영상 신호 전송을 위해 900Mbps 이상의 고속 데이터 인터페이스가 필요하므로 최대 2Gbps의 영상전송을 보장하는 ARINC 818을 선정하였다. 

 

또 이들의 하드웨어들로.. 시스템 아키텍처는 다음으로 설계 할수 있다.( 하나의 예시)

 

이를 통해서 다음의 기능들이 제공 되어야 한다.

 

- 센서 시스템: 

IRST(Infra Red Search and Track), 레이더, EOTS(Electro-Optical Targeting System)등으로 구성되며 항공기 주변 상황을 감지하여 시스템에 전달한다.

 

- 무장 및 생존 시스템: 

전자전 컴퓨터와 무장관리 컴퓨터 및 주변 장비로 구성되며 무장 통제/발사 및 생존을 위한 Chaff, Flare 발사 기능을 담당한다.

 

- 통신 및 식별 시스템: 

무선통신, 피아식별, Data-Link 장비 등으로 구성되며, 타 항공기와의 무

선통신, 피아 식별 및 데이터 교환을 수행한다.

 

- 항법: 

정밀항법 장비와 TACAN(Tactical Air Navigation)/ILS(Instrument Landing System) 등으로 구성되며 항공기가 원하는 장소로 비행할 수 있도록 정보를 제공한다.

 

- IMA Core 시스템: 

센서, 통신, 항법, 무장/생존 시스템에서 전달되는 데이터와 명령을 통합/제어하고 조종사가 인지할 수 있는 정보로 변환하여 출력한다.

 

- 시현 및 제어: 

HUD, MFD, Data Record 등으로 구성되며 IMA Core 시스템에서 전달되는 정보를 시현하고, 조종사 명령을 받아서 IMA Core 시스템에

전달한다.

 

IMA Core 시스템과 타 장비간 데이터 연결을 위해 AFDX를 선정하였다. AFDX는 100Mbps 전송 속도를 가지며 영상과 음성을 제외한 임무 데이터 교환에 사용된다. AFDX는 물리적인 이중화를 지원하며, 단일 고장이 발생되어도 통신을 지속할 수 있는 장점이 있다. 

 

MIL-STD-1553B 데이터 인터페이스는 기존Legacy 장비와의 호환성을 위해 채택하였다. 선정된 하드웨어 구성모듈과 인터페이스를 바탕으로 3U VPX로 구성된 IMA Core 시스템 아키텍처를 그림 8과 같이 구성한다. IMA Core 시스템에 발생된 고장은 전체 항공전자 시스템의 운용에 큰 영향을 미치게 된다. 그러므로 제안하는 시스템은 IMA Core 시스템 #1, #2로 이중화 구성되며 단일 고장이 발생되어도 운용 가능하다.

 

IMA 하드웨어 구성

 

IMA Core 시스템 프로토타입 하드웨어는 3U VPX 기반의 공통하드웨어 모듈로 개발 되었다. IMA Core 시스템은 

Backplane, 

PSM(Power Supply Module)로 구성되는 틀에 

DPM(Data Processing Module), 

GPM(Graphic Processing Module),

IOM(Input Output Module), 

MMM(Mass Memory Module)

 

이 장착된 형태로 구성된다. 전원이 공급되면 MMM에 있는 IMA 소프트웨어가 내부 버스를 통해 DPM에 장입 되면서 IMA Core 시스템이 동작되고 IOM과 GPM을 통해 외부 장비 및 SMFD(Smart Multi-Function Display)와 CDU(Control Display Unit), EEI(Electronic Engine Indicator), EFI(Electronic Flight Indicator), ICS(Inter Communication System)에 그래픽 영상 및 통신 기능을 제공한다. DPM은 최신 PowerPC 프로세서인 MPC8640D를 탑재하고 표준 규격인 VPX(VITA-46)를 따르는 3U 단일보드컴퓨터(SBC) 형태로 제작되었다. 

 

IMA Core 시스템과 연동되는 항공전자장비 중 SMFD와 CDU에는 공통하드웨어 모듈을 적용하였다. 공통하드웨어 모듈을 적용함에 따라 기존 연방형 아키텍처 설계 방식에 비해 하드웨어 구성 모듈 개수를 감소할수 있다. 또한, 공통하드웨어 모듈은 표준 VPX 규격을 따르도록 설계되어 추가적인 성능 개량 요청이 있을 시 VPX 표준에 따라 제작된 공통하드웨어 모듈 및 최신 상용 모듈을 선택하여 손쉽게 교체할 수 있다. 이와 같이 IMA 아키텍쳐는 항공기에 탑재되는 장비의 수와 무게를 줄이고 설계 및 개량을 용이하게 한다. 이를 통해 항공기의 관리 및 유지보수에 드는 비용 및 인력 측면에서 효율성을 높일 수 있다.

 

 

5. 소프트웨어 구성

 

IMA 개념을 적용한 IMA Core 시스템 프로토타입 소프트웨어는 ARINC 653 규격을 따르는 VxWorks 653을 기반으로 개발 되었다. VxWorks 653은 하드웨어의 변경에 따른 소프트웨어 영향성을 최소화하고 통합처리 기능을 지원하는 상용 운용체제이다. VxWorks653 소프트웨어는 하드웨어에 의존적인BSP(Board Support Package)/Device Driver와 하드웨어 영향을 받지 않는 Hardware-independent Software로 구성된다. 

 

IMA Core 시스템에서는 PCIe, Timer, Ethernet, Nor Flash, I2C, UART Driver를 포함하는 Board Support Package를 개발하였다. 본 IMA Core 시스템 소프트웨어는 개발에 많은 비용과 시간이 소요되는 IMA Core 시스템 OFP(Operational Flight Program)를 Hardware-independent Software 형태로 개발하여, 향후 하드웨어 변경이 발생할 경우 Device Driver 만 교체하면 되도록 소프트웨어를 설계 했다. 

 

이러한 구조는 STANAG 4626에 언급된 IMA 개념과 일치한다. IMA Core 시스템 OFP 구조는 아래 그림 에 나타낸 것과 같이 5개의 소프트웨어로 구성되며 각 소프트웨어는 독립적인 파티션으로 구성된다. 개별 파티션에 오류가 발생될 경우 독립적인 초기화를 통해 한 파티션에서 발생한 오류가 타 파티션에 영향을 미치지 않도록 VxWorks653 운영체제가 Fault Tolerance 기능을 지원한다. 

 

 

항공전자 시스템에서 소프트웨어 동작 이상으로 인한 오작동은 인명 손실을 초래할 수 있으므로 기존 연방형 항공전자 시스템에서는 비행안전에 중대한 영향을 미치는 소프트웨어의 경우 개별 하드웨어 보드에서 동작되도록 설계한다.

 

 

IMA 기반 소프트웨어의 경우, 각 파티션이 독립된 하드웨어 보드에서 동작하는 것과 동일하게 개별 초기화와 고장관리가 수행되므로 단일 프로세싱 하드웨어 모듈에 여러 항공전자 소프트웨어를 동작시켜 필요한 하드웨어 개수를 줄이는 것이 가능하다. 

 

IMA Core시스템 프로토타입에 전원이 인가되면 OFP는 MMM을 거쳐 DPM에 그림과 같은 파티션 구조로 장입 되어 동작한다. 기존 연방형 아키텍처 시스템에 탑재된 소프트웨어의 경우 통합처리 기능을 지원하지 않아 임무관리 S/W와 비행 제어 S/W를 별도 컴퓨터 보드에서 구동했다. 

 

이상으로 KFX에 적용되는 IMA Core 시스템을 추정해서 내용을 적시 해 보았다. 이는 어디까지나 국과연에서 보여진 하나의 그림을 가지고 관련 통신규격 및 논문들을 조사.발췌한 것을 정리한 것으로, 실제 개발 진행중인 KFX 항공전자 와는 전혀 다름을 알아야 하겠다. 

 

그져 이런 형태로 규격들이 표준화 되어 전체 IMA Core 시스템과 연동되는 LRU들 내용들을 적시한 것이니 이점 착오가 없어야 하겠다.