본 논문에서는 항공전자아키텍처 발전 동향을 조사하고 최신 항공전자 아키텍처 주요 특징을 파악한다. 이를 토대로 향후 국내 항공기 항공전자 성능개량과 미래 항공기 개발에 적용할 수 있는 통합 모듈형 항공전자(IMA: IntegratedModular Avionics) 시스템 아키텍처를 IMA Core 시스템 중심으로 제안한다. 제안된 아키텍처 시스템의 구현 가능성을 판단하기 위해 공통하드웨어 모듈과 IMA 소프트웨어를 적용한 IMA Core 시스템 프로토타입(Prototype)을 개발하였다. 본 프로토타입 개발을 통해 IMA 시스템 제작 시, 공통하드웨어 모듈을 적용하면 기존방식에 비해 시간과 비용을 줄이고 시스템 구성 하드웨어 모듈의 종류를 감소시켜 성능개량 및 정비성 향상에 기여함을 확인하였다. 또한, IMA 소프트웨어에서 제공하는 통합처리 기능을 사용할 경우, 여러 항공전자 소프트웨어 기능을 단일 프로세싱 모듈에서 처리함으로써 필요 하드웨어 수를 감소시키고 시스템 무게, 부피, 전력소모를 감소시킬 수 있음을 확인하였다.
본 논문에서는 항공전자 아키텍처 발전 동향을 조사하고 최신 항공전자 아키텍처 주요 특징을 파악한다. 이를 토대로 향후 국내 항공기 항공전자 성능개량과 미래 항공기 개발에 적용할 수 있는 통합 모듈형 항공전자(IMA: Integrated Modular Avionics) 시스템 아키텍처를 IMA Core 시스템 중심으로 제안한다. 제안된 아키텍처 시스템의 구현 가능성을 판단하기 위해 공통하드웨어 모듈과 IMA 소프트웨어를 적용한 IMA Core 시스템 프로토타입(Prototype)을 개발하였다. 본 프로토타입 개발을 통해 IMA 시스템 제작 시, 공통하드웨어 모듈을 적용하면 기존방식에 비해 시간과 비용을 줄이고 시스템 구성 하드웨어 모듈의 종류를 감소시켜 성능개량 및 정비성 향상에 기여함을 확인하였다. 또한, IMA 소프트웨어에서 제공하는 통합처리 기능을 사용할 경우, 여러 항공전자 소프트웨어 기능을 단일 프로세싱 모듈에서 처리함으로써 필요 하드웨어 수를 감소시키고 시스템 무게, 부피, 전력소모를 감소시킬 수 있음을 확인하였다.
In this paper, we survey the works related to the system architecture of avionics and extract characteristics from the related works. On the basis of the investigation, we propose an integrated modular avionics (IMA) architecture that can be used for current avionic upgrades and future avionic devel...
In this paper, we survey the works related to the system architecture of avionics and extract characteristics from the related works. On the basis of the investigation, we propose an integrated modular avionics (IMA) architecture that can be used for current avionic upgrades and future avionic developments based on the IMA Core system. To verify the feasibility of the proposed IMA architecture, we have developed the prototype of the IMA Core system that consists of both the common hardware module and the IMA software. It was verified that the developed prototype with the common hardware module contributes to the improvement of maintainability because it can save the time and expenses for the development and can reduce the number of types of hardware modules when compared with Federated architecture. It was also confirmed that the developed prototype can save not only overall system weight, size, and power consumption but also the number of hardware types because the IMA software can support the integrated processing where the single processing hardware module can process multiple software applications.
In this paper, we survey the works related to the system architecture of avionics and extract characteristics from the related works. On the basis of the investigation, we propose an integrated modular avionics (IMA) architecture that can be used for current avionic upgrades and future avionic developments based on the IMA Core system. To verify the feasibility of the proposed IMA architecture, we have developed the prototype of the IMA Core system that consists of both the common hardware module and the IMA software. It was verified that the developed prototype with the common hardware module contributes to the improvement of maintainability because it can save the time and expenses for the development and can reduce the number of types of hardware modules when compared with Federated architecture. It was also confirmed that the developed prototype can save not only overall system weight, size, and power consumption but also the number of hardware types because the IMA software can support the integrated processing where the single processing hardware module can process multiple software applications.
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문제 정의
국내의 경우에는 수리온이 대표적인 국내 개발 항공기이지만 IMA 개념을 적용한 사례로는 볼 수 없으며, IMA에 대한 국내 연구 또한 초기 단계로 볼 수 있다. 따라서, 본 논문에서는 IMA의 연구 개발 동향을 분석하고 국내 개발 항공기에 적용할 수 있는 IMA 아키텍처를 제안하고자 한다.
본 장에서는 III 장에서 기술된 IMA 아키텍처 시스템의 개발 타당성을 검증하기 위해 공통 하드웨어 모듈을 이용하여 제작한 IMA Core 시스템의 프로토타입에 대해 기술한다. 또한 프로토타입의 구현을 통해 제안한 IMA 아키텍처가 정확하고 정밀하게 동작하는지 검증하도록 한다. IMA Core 시스템 프로토타입은 하드웨어와 소프트웨어로 구분하여 기술하고, 기존 연방형 아키텍처 시스템과 비교 한다.
본 논문에서는 항공 전자 성능 개량에 적합한 통합 모듈형 아키텍처의 국내 인프라를 구축하기 위해 해외에 공개된 항공전자 아키텍처의 발전 동향을 조사하였다. 또한 해외 대표적인 IMA 기술을 바탕으로 향후 국내 항공기의 항공전자 성능 개량과 미래 항공기 개발에 적용할 수 있는 항공전자 아키텍처를 IMA Core 시스템 중심으로 새롭게 제안하였다.
IMA Core 시스템은 센서에서 수집된 데이터를 바탕으로 항공기 운용에 필요한 다양한 연산을 수행하고 연동된 타 항공전자 장비에 필요한 데이터를 제공하는 역할을 수행한다. 이런 관점에서 IMA Core 시스템에 필요한 모듈과 연동에 필요한 인터페이스를 정의하고자 한다. IMA Core 시스템 설계에서 IMA 시스템 탑재 응용 소프트웨어 구동에 필요한 계산 자원과 인터페이스를 고려하여 8종류의 공통 모듈을 설계하였다.
제안 방법
이런 관점에서 IMA Core 시스템에 필요한 모듈과 연동에 필요한 인터페이스를 정의하고자 한다. IMA Core 시스템 설계에서 IMA 시스템 탑재 응용 소프트웨어 구동에 필요한 계산 자원과 인터페이스를 고려하여 8종류의 공통 모듈을 설계하였다. IMA Core 시스템을 구성하는 공통 모듈을 설계하기 위하여 향후 항공기에 적용 가능한 IMA 항공전자 아키텍처와 IMA Core 시스템의 기능을 분석하였다.
본 아키텍처 설계는 IMA 구현 가능성을 판단하기 위한 것으로 실제 항공기에 탑재되는 시스템에 비해 간략화 하였다. IMA Core 시스템과 연동되는 항공전자 장비 중 SMFD와 CDU에는 공통하드웨어 모듈을 적용하였다. 공통하드웨어 모듈을 적용함에 따라 기존 연방형 아키텍처 설계 방식에 비해 하드웨어 구성 모듈 개수를 15 종류에서 9 종류로 감소시켰다.
IMA Core 시스템 설계에서 IMA 시스템 탑재 응용 소프트웨어 구동에 필요한 계산 자원과 인터페이스를 고려하여 8종류의 공통 모듈을 설계하였다. IMA Core 시스템을 구성하는 공통 모듈을 설계하기 위하여 향후 항공기에 적용 가능한 IMA 항공전자 아키텍처와 IMA Core 시스템의 기능을 분석하였다. IMA 시스템을 구성하는 하위 시스템은 크게 6가지로 구분 가능하며 각 시스템의 기능은 다음과 같다.
또한 처리된 임무데이터를 조종사에게 제공하기 위한 출력영상 생성기능이 있다. IMA Core 시스템의 주요 기능을 구현하기 위한 하드웨어를 식별하고 이를 공통 모듈로 구현한다. 표 1은 IMA Core 시스템을 구성하는 공통모듈 하드웨어를 나타내고 있다.
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.
또한 해외 대표적인 IMA 기술을 바탕으로 향후 국내 항공기의 항공전자 성능 개량과 미래 항공기 개발에 적용할 수 있는 항공전자 아키텍처를 IMA Core 시스템 중심으로 새롭게 제안하였다. STANAG 4626에서 정의된 IMA Core 시스템 설계는 IMA 시스템 탑재 응용 소프트웨어 구동에 필요한 계산 자원과 인터페이스를 고려하여 8종류의 공통 모듈을 제안하였으며 IMA 시스템을 구성하는 하위 시스템은 크게 6가지로 구분하여 기능을 정의하였다. IMA Core 시스템 프로토타입 개발을 통해, 제안된 IMA 아키텍처의 국내 개발 가능성을 확인하였으며 공통하드웨어 모듈 및 ARINC 653 규격을 따르는 VxWorks653 운용체제의 적용을 통해 시스템 구성 하드웨어 모듈 종류와 개수를 감소 시킬 수 있음을 확인하였다.
IMA Core 시스템 프로토타입에서는 PCIe, Timer, Ethernet, Nor Flash, I2C, UART Driver를 포함하는 Board Support Package를 개발하였다. 본 논문에서 제안한 IMA Core 시스템 프로토타입 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 하였다. 이러한 구조는 STANAG 4626에 언급된 IMA 개념과 일치한다.
IMA Core 시스템 프로토타입을 포함하는 전체 IMA 시스템 아키텍처를 그림 9와 같이 설계 하였다. 본 아키텍처 설계는 IMA 구현 가능성을 판단하기 위한 것으로 실제 항공기에 탑재되는 시스템에 비해 간략화 하였다. IMA Core 시스템과 연동되는 항공전자 장비 중 SMFD와 CDU에는 공통하드웨어 모듈을 적용하였다.
본 장에서는 선진국 IMA 아키텍처 연구[11]를 바탕으로 향후 항공전자 시스템 개발에 적용 가능한 항공용 IMA 아키텍처를 IMA Core 시스템 설계 관점에서 제안한다. IMA Core 시스템은 향후 항공기에 새로운 센서 및 기능이 추가가 용이한 IMA 아키텍처 구현이 가능하며, 이를 통해 성능 개량 및 유지 보수에 소요되는 비용과 인력을 최소화할 수 있다.
그림 1은 독립형 항공전자 시스템(Independent Avionic System) 을 나타내고 있다. 이 시스템은 항공전자 시스템을 구성하는 RALT(Radar ALTimeter), EGI(Embedded GPS INS), 센서 등 각종 전자장비들이 독립적으로 동작하며, 각 장비마다 독립된 계기판을 통해 조종사에게 필요한 정보를 제공한다. 많은 계기들로 인해 조종석 구성은 복잡하며, 조종사는 모든 계기를 확인 후 종합적인 상황 판단이 가능하므로 시스템 운용이 어렵다.
임무컴퓨터에 탑재되는 항공전자 소프트웨어 중, 임무관리 S/W와 비행제어 S/W는 비행안전에 중대한 영향을 미치게 되므로 독립된 임무컴퓨터 프로세싱 보드에 탑재되며 임무컴퓨터는 총 세 개의 프로세싱 보드로 구성된다. 표 2에서 IMA Core 시스템 프로토타입을 기반으로 한 IMA 아키텍처 시스템과 동일 기능을 수행하는 연방형 아키텍처 시스템을 비교 하였다. 연방형 시스템을 구성하는 하드웨어의 종류와 개수는 15종, 17개 인데 반해, IMA 시스템을 구성하는 하드웨어의 종류와 개수는 9종, 15개이다.
그림 13은 IMA Core 시스템 프로토타입에서 시현하는 SMFD 화면을 나타낸 것이다. 프로토타입을 통해 IMA 아키텍쳐가 적용된 시스템이 다양한 센서로부터 수집된 데이터가 통합되어 처리되고, 융합된 정보를 사용자에게 제공되는 상황을 시현하였다. IMA Core 시스템 DPM에서 통합 처리된 비행제어 데이터와 임무관리 데이터는 융합된 형태로 조종사에게 제공된다.
대상 데이터
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 시스템 프로토타입을 포함하는 전체 IMA 시스템 아키텍처를 그림 9와 같이 설계 하였다.
표 1은 IMA Core 시스템을 구성하는 공통모듈 하드웨어를 나타내고 있다. IMA Core 시스템과 IMA 구성 장비 간 데이터 연동을 위하여 그림 7과 같이 주요 구성 장비들의 요구 데이터 대역폭을 분석하였으며, IMA 시스템을 구성하는 데이터 인터페이스로 ARINC-818, AFDX(Avionics Full-Duplex Switched Ethernet)와 MIL-STD-1553B를 선정하였다[12]. 영상 신호 전송을 위해 900Mbps 이상의 고속데이터 인터페이스가 필요하므로 최대 2Gbps의 영상전송을 보장하는 ARINC 818을 선정하였다.
영상 신호 전송을 위해 900Mbps 이상의 고속데이터 인터페이스가 필요하므로 최대 2Gbps의 영상전송을 보장하는 ARINC 818을 선정하였다. IMA Core 시스템과 타 장비간 데이터 연결을 위해 AFDX를 선정하였다. AFDX는 100Mbps 전송 속도를 가지며 영상과 음성을 제외한 임무 데이터 교환에 사용된다.
IMA Core 시스템과 IMA 구성 장비 간 데이터 연동을 위하여 그림 7과 같이 주요 구성 장비들의 요구 데이터 대역폭을 분석하였으며, IMA 시스템을 구성하는 데이터 인터페이스로 ARINC-818, AFDX(Avionics Full-Duplex Switched Ethernet)와 MIL-STD-1553B를 선정하였다[12]. 영상 신호 전송을 위해 900Mbps 이상의 고속데이터 인터페이스가 필요하므로 최대 2Gbps의 영상전송을 보장하는 ARINC 818을 선정하였다. IMA Core 시스템과 타 장비간 데이터 연결을 위해 AFDX를 선정하였다.
이론/모형
AFDX는 물리적인 이중화를 지원하며, 단일 고장이 발생되어도 통신을 지속할 수 있는 장점이 있다[13,14]. MIL-STD-1553B 데이터 인터페이스는 기존 Legacy 장비와의 호환성을 위해 채택하였다. 선정된 하드웨어 구성모듈과 인터페이스를 바탕으로 3U VPX로 구성된 IMA Core 시스템 아키텍처를 그림 8과 같이 구성한다.
성능/효과
STANAG 4626에서 정의된 IMA Core 시스템 설계는 IMA 시스템 탑재 응용 소프트웨어 구동에 필요한 계산 자원과 인터페이스를 고려하여 8종류의 공통 모듈을 제안하였으며 IMA 시스템을 구성하는 하위 시스템은 크게 6가지로 구분하여 기능을 정의하였다. IMA Core 시스템 프로토타입 개발을 통해, 제안된 IMA 아키텍처의 국내 개발 가능성을 확인하였으며 공통하드웨어 모듈 및 ARINC 653 규격을 따르는 VxWorks653 운용체제의 적용을 통해 시스템 구성 하드웨어 모듈 종류와 개수를 감소 시킬 수 있음을 확인하였다. IMA 개념을 충실히 따른 IMA Core 시스템 프로토타입은 모듈로 구성되어 있어 고장 모듈의 교체가 용이하고 IMA Fault Tolerance 개념을 문제점 없이 적용할 수 있었다.
IMA Core 시스템 DPM에서 통합 처리된 비행제어 데이터와 임무관리 데이터는 융합된 형태로 조종사에게 제공된다. IMA Core 시스템 프로토타입 시현 데이터와 연방형 시스템에서 제공하는 시현 데이터를 비교한 결과 IMA Core 프로토타입 시현 정보가 판독이 용이하며, 종합적인 항공기 상태를 잘 표시하여 사용자의 항공기 관리 제어 편의성을 높일 수 있음을 확인하였다. 이를 통해 사용자는 항공기의 관리 및 제어를 위한 부담을 줄여 임무 수행 효율을 높일 수 있음을 확인하였다.
IMA Core 시스템과 연동되는 항공전자 장비 중 SMFD와 CDU에는 공통하드웨어 모듈을 적용하였다. 공통하드웨어 모듈을 적용함에 따라 기존 연방형 아키텍처 설계 방식에 비해 하드웨어 구성 모듈 개수를 15 종류에서 9 종류로 감소시켰다. 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.
이를 통해 사용자는 항공기의 관리 및 제어를 위한 부담을 줄여 임무 수행 효율을 높일 수 있음을 확인하였다. 또한 위 시현을 통해 제안한 IMA 아키텍처가 안정적으로 동작함을 확인하였다.
표 2에서 IMA Core 시스템 프로토타입을 기반으로 한 IMA 아키텍처 시스템과 동일 기능을 수행하는 연방형 아키텍처 시스템을 비교 하였다. 연방형 시스템을 구성하는 하드웨어의 종류와 개수는 15종, 17개 인데 반해, IMA 시스템을 구성하는 하드웨어의 종류와 개수는 9종, 15개이다. 여러 종류의 하드웨어로 구성된 연방형 시스템은 각 하드웨어 구성품 개발을 위해 IMA에 비해 상대적으로 많은 시간과 비용을 필요로 한다.
IMA Core 시스템 프로토타입 시현 데이터와 연방형 시스템에서 제공하는 시현 데이터를 비교한 결과 IMA Core 프로토타입 시현 정보가 판독이 용이하며, 종합적인 항공기 상태를 잘 표시하여 사용자의 항공기 관리 제어 편의성을 높일 수 있음을 확인하였다. 이를 통해 사용자는 항공기의 관리 및 제어를 위한 부담을 줄여 임무 수행 효율을 높일 수 있음을 확인하였다. 또한 위 시현을 통해 제안한 IMA 아키텍처가 안정적으로 동작함을 확인하였다.
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 제안하는 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.
이는 전력 소모가 많은 프로세싱 보드 수를 감소시킬 수 있었기 때문인데, 시스템 소비전력 감소는 항공기 각 서브 시스템에 전력을 공급하는 발전기 용량을 감소시켜 항공기 중량을 줄이거나, 추가적인 전자 장비 탑재를 가능하게 하여 항공기 성능을 향상시키는데 기여할 수 있다. 표 2의 각 항목을 비교 검토한 결과, IMA 아키텍처 시스템을 적용할 경우 구성 하드웨어 종류와 개수를 감소시키고 이는 시스템 무게, 부피와 전력소모 감소로 이어져 항공기 성능 향상과 운용성을 높이는데 기여하는 것으로 확인되었다. 프로토타입 시스템은 실제 항공기에 탑재될 장비보다 간략화된 시스템으로 IMA 아키텍처를 실제 항공기에 적용 시에는 더 높은 적용 효과를 기대할 수 있다.
후속연구
본 논문에서 제안한 IMA 아키텍처는 향후 국내에서 적용될 항공전자 아키텍처의 기본 설계로 적용될 수 있을 뿐만 아니라 향후 시스템 성능개량 및 유지보수를 용이하게 할 것으로 기대된다.
질의응답
핵심어
질문
논문에서 추출한 답변
최초 항공전자 시스템은 어떤 형태였는가?
IMA는 항공기에 탑재되는 전자장비 시스템을 통합 모듈화 관점에서 구성하는 것을 의미한다[2,7]. 최초 항공전자 시스템은 독립형이 었으며, 연방형 항공전자 시스템(Federated Avionics System)을 거쳐 통합 모듈형 항공전자 시스템으로 발전하였다.
항공전자 시스템의 기술 수명 주기가 짧아짐에 따라 군용 항공기의 경우 어떤 문제가 발생할 우려가 있는가?
정보화 시대의 도래와 짧은 개발 사이클을 가지는 상용 기술의 급속한 발전으로 항공전자 시스템의 기술 수명 주기는 짧아지는 추세이다. 특히 군용 항공기의 경우 5년에서 10년의 개발 기간으로 인해 실제 운용 시에는 수명이 다한 부품의 수급 지연으로 인해 항공기 운행이 중단될 가능성이 높아지고 있다. 이러한 문제에 대한 해결 방안으로 새로운 제품 개발, 신제품 대체, 성능 개량이 고려되고 있다.
IMA는 무엇인가?
본 장에서는 항공전자 시스템 발전 동향과 IMA 기술특징에 대해 기술한다. IMA는 항공기에 탑재되는 전자장비 시스템을 통합 모듈화 관점에서 구성하는 것을 의미한다[2,7]. 최초 항공전자 시스템은 독립형이 었으며, 연방형 항공전자 시스템(Federated Avionics System)을 거쳐 통합 모듈형 항공전자 시스템으로 발전하였다.
참고문헌 (14)
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L. C. C. Pinney, "Joint Advanced Strike Technology Program Avionics Architecture Definition Appendicies," JAST Avionics, Aug. 1994.
L. C. C. Pinney, "Joint Advanced Strike Technology Program Avionics Architecture Definition Issues/Decisions/Rational Document," JAST Avionics, Aug. 1994.
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