KR101025956B1

KR101025956B1 - 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법 및 그 방법에 의한 프로그램을 저장한 기록매체

Info

Publication number: KR101025956B1
Application number: KR1020090090494A
Authority: KR
Inventors: 홍인표
Original assignee: 한국항공우주산업 주식회사
Priority date: 2009-09-24
Filing date: 2009-09-24
Publication date: 2011-03-31

Abstract

본 발명은 기존에 외국에서 개발되었으나 기술이전이 전혀 되지 못한 항법장비 모의 모델을 개발하고 기존 모델이 정확히 구현하지 못한 운용로직을 보다 정확히 구현하고 FOM 및 오차 모의를 보다 정확히 수행할 수 있는 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법 및 그 방법에 의한 프로그램을 저장한 기록매체에 관한 것이다.

본 발명에 의한 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법은, (a)위성관성항법장치 시뮬레이션 모델이 온(ON)되면 임무컴퓨터에서 들어오는 입력데이터와 비행모델 입력데이터를 처리하는 단계와; (b)상기 입력데이터를 처리한 후 항법장비의 파워 초기화 시간 및 로직을 모의하는 파워 모드를 수행하는 단계와; (c)상기 파워 모드를 수행한 후 GPS 모드를 수행하고, 상기 임무컴퓨터의 입력신호를 기준으로 항법장비 모델의 모드를 결정하는 단계와; (d)상기 항법장비 모델의 모드 결정이 완료되면 스페셜 데이터를 처리하는 단계; 및 (e) 상기 스페셜 데이터 처리를 완료한 후 에러 보정을 수행한 다음 실제 적용할 항법장비에 맞도록 항법 데이터로 처리한 후 전기적 신호로 변경하여 출력하는 단계;를 포함하고 있다.

Description

항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법 및 그 방법에 의한 프로그램을 저장한 기록매체{Method for Avionic Simulation Model of Avionics Integration Laboratory System, and Media that can Record Program for Method the same}

본 발명은 항공전자 통합시험 방법 및 그 방법에 의한 프로그램을 저장한 기록매체에 관한 것으로, 보다 상세하게는 기존에 외국에서 개발되었으나 기술이전이 전혀 되지 못한 항법장비 모의 모델을 개발하고 기존 모델이 정확히 구현하지 못한 운용로직을 보다 정확히 구현하고 FOM 및 오차 모의를 보다 정확히 수행할 수 있는 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법 및 그 방법에 의한 프로그램을 저장한 기록매체에 관한 것이다.

일반적으로, 항공전자장비는 실 항공기에 장착되기 전 지상에서 비행상태와 동일한 상태의 환경을 모의하고 항공전자 통합시험을 수행한 후 장착하게 된다. 이 시험을 수행하기 위해서는 전 항공전자 장비를 통합할 수 있어야 하며, 항전장비가 없는 경우나 비행상황을 모의해야 하는 경우에 대처하기 위한 항전장비를 모의한 모델이 필요하며, 모의 모델 및 실장비간 통신 전 신호를 모니터링 및 분석할 수 있어야 한다. 본 발명은 이와같은 기능을 수행하는 통합시험장비 내 소프트웨어이다.

항공전자 통합시험장비 소프트웨어의 주 기능은 크게 3가지로 구분할 수 있다. 우선 첫번째로, 전 항공전자 장비 및 모의 모델 간의 통신데이터를 모니터링 및 저장, 분석이 가능해야 한다. 항공전자 분야에서 적용되는 통신 방식은 크게 아날로그(Analog), 디스크리트(Discrete), MIL-STD-1553, UART로 구분된다. 이 신호들에 대해 모니터링이 가능하도록 시스템을 구성하고 소프트웨어를 개발하였다.

둘째로, 전 항전장비의 시뮬레이션 모델을 생성하는 것이다. 실 항전장비가 없어 사용할 수 없는 경우이거나 실제 비행상태를 모의하기 위해서 실 항전장비를 쓸 수 없는 경우에 활용하는 것으로서 항전장비의 기능을 모의해야 하는 것은 물론이고 모의된 신호가 실제 물리적 신호로 구현된다. 또한 실 비행상태를 모의하기 위한 비행모델도 필요하다. 항법장치와 같은 경우 실 항전장비를 적용해서는 비행상태에서 임무컴퓨터의 로직이나 타 항전장비의 비행상태에서의 시험을 수행할 수 없으므로 비행모델이 비행상태를 모의하고 그 데이터를 응용하여 항법장치를 모의한다.

셋째로, 현 시스템을 운용할 수 있는 GUI(Graphic User Inerface)를 구현하는 것이다. 시스템의 시작과 종료를 수행하거나 비행모델을 운용한다던가 가상의 오류를 삽입하여 시험을 수행하는 역할을 하도록 한다. 또한 항공기 조종 석(Cockpit) 환경을 모의해 줌으로 실 조종석 관련 장비나 MFD(Multi-Function Display) 및 IUFC(Integrated Up-Front Control)가 없어도 운용할 수 있도록 모두 GUI로 모의한다.

종래에는 T-50 항공전자 시스템 통합시험을 위해 외국의 장비를 들여와 사용하고 있었다. 이 장비에 적용된 항법장치 모의 모델은 비행모델의 정보를 항법장비의 전기적 신호로 변환하는 것이 주 목적이어서 세부적인 운용로직에 대한 부분이나 FOM(Figure Of Merit)로 불리는 오차 범위에 대한 분석이 정확히 실 장비와 일치하지 않는 부분이 많았다. 또한 기술이전 회피로 인해 내부 로직의 수정 및 추가가 불가능한 상태로 실장비가 변경되어 모델 내부의 변경이 필요한 경우 반영하지 못하는 어려움이 있었다. 이에 보다 실장비와 동일한 운용로직을 포함하고 있으며 FOM 및 에러모의를 충실히 수행할 수 있는 국내 독자개발 항법장치 모의 모델의 개발이 필요하다. 또한, 운용체계가 유닉스(Unix)로 되어 있어서 텍스트 기반의 프로그램으로 사용에 불편함이 많았다.

전술한 문제점을 해결하기 위하여 본 발명이 이루고자 하는 기술적 과제는, 기존에 외국에서 개발되었으나 기술이전이 전혀 되지 못한 항법장비 모의 모델을 개발하고 기존 모델이 정확히 구현하지 못한 운용로직을 보다 정확히 구현하고 FOM 및 오차 모의를 보다 정확히 수행할 수 있는 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법 및 그 방법에 의한 프로그램을 저장한 기록매체를 제시하는데 있다.

또한, 본 발명이 이루고자 하는 다른 기술적 과제는, 기존의 해외업체 도입장비 및 소프트웨어 기술에서 완전히 탈피하도록 전 코드를 새롭게 개발하여 신호 추가 및 기능 추가를 자유롭게 할 수 있도록 구현한 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법 및 그 방법에 의한 프로그램을 저장한 기록매체를 제시하는데 있다.

또한, 본 발명의 이루고자 하는 또다른 기술적 과제는, 신호 모니터링 및 분석 기능과 하드웨어 인터페이스 기능이 가능하고, 각 항전모델별 기능을 모두 구현할 수 있는 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법 및 그 방법에 의한 프로그램을 저장한 기록매체를 제시하는데 있다.

또한, 본 발명의 이루고자 하는 또다른 기술적 과제는, 실 위성관성항법장치와 동일한 모드를 구성해 내고 항법 데이터를 구성하고 원하는 신호값을 구성하며, 가상의 모델 신호를 실제 전기적 신호와 일치되게 구성해 주는 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법 및 그 방법에 의한 프로그램을 저장한 기록매체를 제시하는데 있다.

또한, 본 발명의 이루고자 하는 또다른 기술적 과제는, 실제 T-50에서 운용중인 위성/관성항법장치의 기능 및 운용을 모의하는 것으로 장비의 운용모드 및 위치, 속도, 자세 데이터 등 관련 정보를 그대로 모의하여 실제 비행상황에서 발생되는 상황을 그대로 대처할 수 있는 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법 및 그 방법에 의한 프로그램을 저장한 기록매체를 제시하는데 있다.

또한, 본 발명의 이루고자 하는 또다른 기술적 과제는, 실제 비행을 했을 때 발생되는 위치, 속도, 자세 데이터를 제공할 수 있으며 임무컴퓨터로부터 입력된 항로점에 대한 데이터도 계산이 가능한 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델을 위한 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법 및 그 방법에 의한 프로그램을 저장한 기록매체를 제시하는데 있다.

또한, 본 발명의 이루고자 하는 또다른 기술적 과제는, 윈도우 기반 프로그램으로 작성하고 운용 프로그램을 그래픽(Graphic) 기반으로 개발하여 사용하기 편리한 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법 및 그 방법에 의한 프로그램을 저장한 기록매체를 제시하는데 있다.

또한, 본 발명의 이루고자 하는 또다른 기술적 과제는, 항공전자 분야에서 적용되는 통신 신호들에 대해 모니터링 신호 생성과 모니터링, 저장 및 분석 기능을 갖는 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법 및 그 방법에 의한 프로그램을 저장한 기록매체를 제시하는데 있다.

전술한 기술적 과제를 해결하기 위한 수단으로서, 청구항 1에 기재된 발명은, 「항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법에 있어서, (a) 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델이 온(ON)되면 임무컴퓨터에서 들어오는 입력데이터(실제 항법장비 모델의 모드 및 초기화를 수행하기 위한 명령 신호)와 비행모델 입력데이터(실제 비행상황에서 항법장비 모델이 요구하는 비행관련 정보)를 처리하는 단계와; (b) 상기 입력데이터를 처리한 후 항법장비의 파워 초기화 시간 및 로직을 모의하는 파워 모드를 수행하는 단계와; (c) 상기 파워 모드를 수행한 후 GPS 모드를 수행하고, 상기 임무컴퓨터의 입력신호를 기준으로 항법장비 모델의 모드를 결정하는 단계와; (d) 상기 항법장비 모델의 모드 결정이 완료되면 스페셜 데이터(임무컴퓨터에서 입력된 데이터 중 데이터 엔트리(entry) 처리가 필요한 데이터와 초기 위치 및 시간 설정을 위한 데이터)를 처리하는 단계; 및 (e) 상기 스페셜 데이터 처리를 완료한 후 에러 보정을 수행한 다음 실제 적용할 항법장비에 맞도록 항법 데이터로 처리한 후 전기적 신호로 변경하여 출력하는 단계;를 포함하는 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법.」을 제공한다.

청구항 2에 기재된 발명은, 「제 1 항에 있어서, 상기 (c)단계에서 GPS 모드는: 상기 임무컴퓨터의 입력신호를 기준으로 Initial/Test/Nav/Undefine 모드로 구 분되며 각 모드별로 해당 로직을 수행하는 것을 특징으로 하는 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법.」을 제공한다.

청구항 3에 기재된 발명은, 「제 1 항에 있어서, 상기 (c)단계에서 항법장비 모델의 모드는: 상기 임무컴퓨터 입력신호를 기준으로 Standby/Gyrocompassing Align/Stored heading Align/Navigation/Air Align/Attitude 모드로 구분되며, 각 모드별로 해당 로직을 수행하는 것을 특징으로 하는 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법.」을 제공한다.

청구항 4에 기재된 발명은, 「제 1 항에 있어서, 상기 (d)단계에서 스페셜 데이터 처리는: 상기 임무컴퓨터에서 입력되는 데이터의 ID를 기준으로 Present Position, magnetic variation, steerpoint, miscellaneous parameter read, miscellaneous parameter insert로 구분되며, 각 모드별로 해당 로직을 수행하는 것을 특징으로 하는 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법.」을 제공한다.

또한, 전술한 기술적 과제를 해결하기 위한 수단으로서, 청구항 6에 기재된 발명은, 「제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 기재된 방법에 의해 만들어진 프로그램을 저장한 것을 특징으로 하는 기록매체.」를 제공한다.

본 발명에 따르면, 기존에 외국에서 개발되었으나 기술이전이 전혀 되지 못한 항법장비 모의 모델을 개발하고 기존 모델이 정확히 구현하지 못한 운용로직을 보다 정확히 구현하고 FOM 및 오차 모의를 보다 정확히 수행할 수 있다.

또한, 실제 T-50에서 운용중인 위성/관성항법장치의 기능 및 운용을 모의하는 것으로 장비의 운용모드 및 위치, 속도, 자세 데이터 등 관련 정보를 그대로 모의하여 실제 비행상황에서 발생되는 상황을 그대로 대처할 수 있다.

또한, 본 발명의 이루고자 하는 또다른 기술적 과제는, 실제 비행을 했을 때 발생되는 위치, 속도, 자세 데이터를 제공할 수 있으며 임무컴퓨터로부터 입력된 항로점에 대한 데이터도 계산이 가능하다.

또한, 전 항공전자 시스템을 통합하여 각 신호를 분석할 수 있으며 실 항전장비가 없는 경우 시뮬레이션 모델을 적용하여 통합 시험을 수행할 수 있는 효과가 있다.

또한, 기존의 해외업체 도입장비 및 소프트웨어 기술에서 완전히 탈피하도록 전 코드를 새롭게 개발함으로써 신호 추가 및 기능 추가를 자유롭게 할 수 있는 효과가 있다.

또한, 신호 모니터링 및 분석 기능과 하드웨어 인터페이스 기능이 가능하고, 각 항전모델별 기능을 모두 구현할 수 있는 효과가 있다.

또한, 윈도우 기반 프로그램으로 작성하고 운용 프로그램을 그래픽(Graphic) 기반으로 개발함으로써 사용하기 편리한 효과가 있다.

또한, 항공전자 분야에서 적용되는 모든 통신 신호들에 대해 모니터링 신호를 생성할 수 있으며, 모니터링과 저장 및 분석이 가능한 효과가 있다.

아래에서는 첨부한 도면을 참조하여 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자가 용이하게 실시할 수 있도록 본 발명의 실시예를 상세히 설명한다. 그러나 본 발명은 여러가지 상이한 형태로 구현될 수 있으며 여기에서 설명하는 실시예에 한정되지 않는다. 그리고 도면에서 본 발명을 명확하게 설명하기 위해서 설명과 관계없는 부분은 생략하였으며, 명세서 전체를 통하여 유사한 부분에 대해서는 유사한 도면 부호를 붙여 설명하기로 한다.

먼저, 본 발명은 항공전자 시스템 통합시험을 수행하기 위한 장비(SIL : System Integration Lab)를 구성하는 항공전자 모델 중의 일부로서 위성관성항법장치를 모의하는 시뮬레이션 모델이다. 이 모델이 적용되는 장비인 항공전자 시스템 통합시험장비는 지상에서 실제 비행 환경과 유사한 환경을 제공하여 임무컴퓨터 및 그 외 항전장비의 기능을 테스트해야 하는 장비로서 각종 항공전자 장비 및 장비 모의 모델들을 포함하고 있다. 지상에서 시험을 수행하는 lab 기반의 장비이긴 하지만 실제 테스트를 수행하는 항목은 비행상태를 고려한 시험이므로 지상에 고정된 항법장치를 통해서는 비행상태 시험을 수행할 수가 없다. 실 장비는 비행 중이 아니면 지상에 있기 때문에 비행중인 항공기의 자세, 속도, 위치 데이터를 제공할 수 없고 오로지 지상의 속도, 위치값만 제공한다. 그렇기 때문에 비행환경을 구성해 줄 수 있는 위성관성항법장치 시뮬레이션이 필요하다. 본 발명에서 개발한 시뮬레이션 모델은 실제 비행을 했을 때 발생되는 위치, 속도, 자세 데이터를 제공할 수 있으며 임무컴퓨터로부터 입력된 항로점에 대한 데이터도 계산 가능하다. 또한 T- 50에서 적용하고 있는 위성관성항법장치의 모드 및 그 특성을 그대로 모의하여 실제 비행상황에서 발생되는 상황을 그대로 대처할 수 있다.

본 발명은 위와 같이 외국의 기술로만 구성된 항공전자 시스템 통합시험장비를 개발함에 있어 중요한 요소인 위성항법장치 시뮬레이션 모델을 개발하는 것이다. 이를 개발함으로 향후 모델의 유지보수 및 신규 기능 추가, 다른 항공기 및 타 위성관성항법장치로 변경 시에도 적용할 수 있는 모델을 개발할 수 있도록 한다.

이하, 본 발명에서 실시하고자 하는 구체적인 기술내용에 대해 첨부도면을 참조하여 상세하게 설명하기로 한다.

본 발명의 항공전자 통합시험시스템은 하드웨어와 연동을 기본으로 하며, 여러 시스템을 관할하는 전체 시스템의 소프트웨어 구성은 도 1과 같다.

상기 항공전자 통합시험시스템의 소프트웨어는 크게 2부분으로 구분된다. 하나는 모의 신호 및 모니터링 데이터베이스와 항공전자 모의 모델을 운용할 RTOS(Real-time Operating System) 기반의 환경 부분(10)이고, 하나는 현 시스템을 운용하고 콕핏(cockit: 조종석) 환경을 모의하기 위한 오퍼레이션(Operation) GUI(Graphic User Interface) 프로그램 부분(30)이다.

상기 RTOS 환경 부분(10)은 통신 프로토콜을 통해 미션 컴퓨터 및 에이비오닉스(Mission Computer & Avionics) 시스템(20: 실 장비)과 연동하고, 상기 오퍼레이션(Operation) GUI 프로그램 부분(30)과도 연동하여, 다이렉트(Discrete) I/O 신호, 아날로그(Analog) I/O 신호, 디퍼렌셜(Differential) I/O 신호, 시리얼 포트(Serial Port) 신호를 모델링(Modeling)한다. 그리고, 상기 오퍼레이 션(Operation) GUI 프로그램 부분(30)은 윈도우 환경에서 시뮬레이션 컨트롤(Simulation Control), 데이터 애널리시스(Data Analysis), 콕핏 시뮬레이션(Cockit Simulation), 모델 컨트롤 및 패치(Medel Control & Patch) 등의 GUI 프로그램을 운용한다. 여기서, 상기 시뮬레이션 컨트롤(Simulation Control)은 신호를 로드(load), 언로드(unload), 런(run), 스톱(stop) 등의 기능을 하며, 상기 데이터 애널리시스(Data Analysis)는 모니터(monitor), 레코딩(recording) 등의 기능을 하며, 상기 콕핏 시뮬레이션(Cockit Simulation)은 디스플레이(Display), 디스플레이 신호 컨트롤 등의 기능을 하며, 상기 모델 컨트롤 및 패치(Medel Control & Patch)는 모델 온(ON)/오프(OFF), 패치 및 릴리스(Patch & Release) 등의 기능을 수행한다.

도 2는 본 발명의 항공전자 통합시험시스템의 소프트웨어에서 신호 입출력에 적용될 신호 및 데이터베이스의 구성도이다.

신호 입출력에 적용될 신호 및 데이터베이스는 ICD(Interface Control Document)를 기준으로 구성하였다. 이 신호는 RTOS 환경에서 데이터베이스화(CVT 신호 데이터베이스) 되어 운용되며 실 하드웨어 출력값으로 변경되어 물리적 신호로 변경된다. 모니터링 신호가 아닌 모의 신호는 항전장비 모의 모델(예를 들어, 항공기 모델, 비행 및 환경 모델, 위성관성항법장치 등)의 로직에 따라 값이 결정되며, 이 모의 모델 역시 RTOS 환경에서 운용된다. 각 모델과 신호는 시스템을 구성하고 있는 RTOS 스케쥴러(schduler)에 따라 운용된다. 신호 데이터베이스 빌드 툴(Signal Database Build Tool), 데이터 분석/오류주입(Cockpit Panel, Error Injection, Data Analysis 등), 운용 GUI 환경(Simulation Control, System Operating Panel, System Status 등)은 윈도우(window) 환경에서 운용되며, 데이터 분석 및 콕핏(cockpit) 환경을 모의한다.

여기서, 본 발명은 항공전자 시스템 통합시험을 수행하기 위한 장비(SIL)를 구성하는 항공전자 모델 중의 일부로서 위성관성항법장치(100)를 모의하는 시뮬레이션 모델에 관한 것이다.

도 3은 본 발명의 항공전자 통합시험시스템의 소프트웨어에서 신호 입출력 기준 시스템의 구성도이다.

상기 신호 입출력 기준 시스템은 신호를 입력하는 입력(Input) 부분(110)과, 상기 입력 부분(110)으로부터 입력된 신호를 데이터베이스화 된 신호값으로 변경하여 항공전자 모델이나 GUI 프로그램 로직을 통해 결과 신호를 생성하는 메인 소프트웨어 프로세스(Main SW Process) 부분(120)과, 상기 메인 소프트웨어 프로세스 부분(120)에서 생성된 신호를 하드웨어 인터페이스 신호로 생성하는 출력(Output) 부분(130)으로 구성된다.

여기서, 상기 입력 부분(110)은 임무컴퓨터 입력신호 처리, 비행모델 입력신호 처리, 언팩 로직(Unpack logic) 처리 등으로 구성되며, 아날로그 신호를 입력한다. 상기 메인 소프트웨어 프로세스 부분(120)은 언팩 데이터 프로세싱(Unpack Data Processing), 파워 컨트롤(Power Control), GPS 모드 컨트롤(GPS Mode Control), GPS/INS 모드 컨트롤(Mode Control), 스페셜 데이터 프로세싱(Special Data Processing), 에러 커렉션(Error correction), 네비게이션 데이터 프로세 싱(Navigation Data Processing), 팩 데이터 프로세싱(Pack Data Processing) 등으로 구성된다. 그리고, 상기 출력 부분(130)은 GPS/INS 출력데이터 처리, 전기적 신호변환 등으로 구성되며, 디스크리트(Discrete), 아날로그, UART, MILBUS 신호 등을 실 하드웨어로 출력하는 부분이다.

본 소프트웨어의 입력은 항공기 조종관을 조종하거나 운용 프로그램 GUI창을 입력하는 것으로 이루어진다. 이러한 데이터는 모두 데이터베이스화 된 신호값으로 변경되어 항공전자 모델이나 GUI 프로그램 로직을 통해 결과 신호를 생성한다. 이렇게 생성된 신호는 하드웨어 인터페이스 신호로 생성하여 실 하드웨어 입력값으로 전달되어 물리적 신호가 출력으로 나온다. 실제 출력 신호는 디스크리트(Discrete), 아날로그(Analog), UART, MILBUT로 나타나며, 각 항전모델의 출력값은 각 장비나 MC(Mission Computer)로 들어가게 된다.

본 발명의 주된 기술적 원리는 실 위성관성항법장치와 동일한 모드를 구성해 내고 항법 데이터를 구성하고 원하는 신호값을 구성하며, 가상의 모델 신호를 실제 전기적 신호와 일치되게 구성해 주는 것이다. 이하, 도 3에 도시된 모델의 기능적 블록별로 상세히 설명하기로 한다.

l) 입력 데이터 처리

개발된 코드는 우선 임무컴퓨터에서 들어오는 입력데이터와 비행모델 입력 데이터를 처리하는 입력부 데이터 처리 프로세싱을 거치도록 한다. 임무컴퓨터의 입력처리는 MIL-STD-1553 데이터를 처리하도록 되어 있으며, 비행모델의 정보는 이더넷 정보를 입력받아 처리하도록 되어 있다. 임무컴퓨터의 입력 신호는 실제 항법 장비 모델의 모드 및 초기화를 수행하기 위한 명령 신호이며, 비행모델의 입력신호는 실제 비행상황에서 항법장비 모델이 요구하는 비행관련 정보가 된다.

2) 모델 제어 및 파워 모드(Power mode) 제어

모의모델 전체 흐름(Flow)는 우선 모델의 온(ON)/오프(OFF)를 판단한다. 온(ON)/오프(OFF)는 항전시스템 통합 시험장비 전체 시스템 운용 GUI에서 결정을 하게 되며, 온(ON)인 경우는 실제 모의모델 로직을 수행하고 오프(OFF)인 경우는 아무 기능을 수행하지 않는다. 이후에 기술되는 모델의 기능에 대한 설명은 모델 기능 블록도를 참고하도록 한다. 임무컴퓨터 및 비행모델 신호를 입력받은 후 항법장비의 파워(power) 초기화 시간 및 로직을 모의한다. 초기화 시간은 파워 리사이클(power recycle) 시간을 기준으로 하며 로직은 현재 파워(power) 초기화 관련 BIT를 1로 설정한다.

3) GPS 모드 제어

파워 모드(Power mode)를 수행한 후 GPS 모드(mode)를 수행한다. GPS 모드는 임무컴퓨터의 입력을 기준으로 Initial/Test/Nav/Undefine으로 구분하며, 각 모드별로 해당 로직을 수행한다. Initial은 초기화를 수행하는 단계로 초기화 해당 BIT를 1로 설정한다. Test는 모델 자체 BIT를 수행하는 로직으로 실 모델에서 BIT가 수행되는 시간만큼을 대기할 수 있도록 수행하며 관련 BIT를 1로 설정한다. NAV 모드는 실제 GPS가 운용될 때를 나타내는 것으로 비행모델을 통해 입력받은 위치(위도, 경도, 고도), 속도(X, Y, Z방향)값을 운용할 수 있도록 한다. Undefined인 경우 GPS가 운용되지 않는 모드이므로 비행모델 입력 데이터를 운용하지 않도록 한 다.

4) GPS/INS 통합 모드 제어

GPS 모드를 결정하고 나면 항법장비 모델의 모드를 결정하게 된다. 기능 블록도의 GPS/INS 모드 컨트롤(Mode Control)에서 수행하게 되는데 이 영역에서 모델의 모드를 결정한다. 모델의 모드 결정은 임무컴퓨터 입력신호를 기준으로 구성되며 Standby/Gyrocompassing Align/Stored heading Align/Navigation/Air Align/Attitude로 세분화 된다. Standby는 항법장비 초기에 입력되는 부분으로 OFF로 설정하는 경우 설정되며 그 외 특별한 기능은 없다. Gyrocompassing Align은 실제 항법장비가 초기 정렬을 수행하는 시간과 그 로직을 모의한 것으로 Align을 수행하는 동안의 시간 동안 관련 BIT를 설정하고 대기한다. Align이 종료되고 난 후 종료에 연관된 BIT를 1로 설정한다. 이 모드는 항공기가 지상에 서있는 상태, 즉 속도가 존재하지 않는 상태에서만 운용되며 항공기가 공중에 있거나 움직이는 상황이 발생하면 Gyrocompassing Align 모드 대신 Air align 모드를 수행한다. Gyrocompassing Align이 종료되고 난 후 Align complete관련 BIT가 1이 되어 있는 조건에서 Stored Heading Align가 수행된다. Align complete가 1이 되지 않은 상태, 즉 Alignment가 완료되지 않은 상태에서는 Stored Heading Align을 설정해도 Gyrocompassing Align을 수행한다. 또 Stored Heading Align을 설정하고 항공기가 움직이는 경우는 Air Alignment를 수행한다. Navigation은 Alignment가 종료되었다는 BIT가 1이 되는 경우, 즉 Alignment가 종료되고 난 후 Navigation이 가능하다. 또한 GPS가 nav mode로 설정되어 있어야 한다. Navigation이 수행되면 비행모델에 서 현재 계산하고 있는 위치(위도, 경도, 고도), 속도(X, Y, Z), 자세(피치, 롤, 헤딩) 데이터를 입력받아 현재 계산중인 오차 조정 로직과 초기 입력값 OFFSET 반영 로직을 거치고 데이터를 항법장비 모델 전기적 신호(MIL-STD- 1553)로 변환하여 내보낸다. Attitude는 GPS mode가 Nav mode가 아닌 경우 위치 데이터를 믿지 않고 오직 현재 자세 데이터만을 신뢰하는 것으로 관련 BIT를 1로 설정한다. 그러나 현재 모의 모델은 Attitude mode에서도 위치데이터를 제공하여 우선 시험을 수행함에 불편함이 없게 하였다. 모드 설정은 앞에서 얘기한 것과 같이 입력데이터에 1:1 매칭이 아닌 여러 환경상황에 따라 변화하여 mode가 결정된다.

5) 스페셜 데이터(Special Data) 처리

모드(mode) 결정이 완료되면 스페셜(Special) 관련 데이터 처리부분을 수행한다. 데이터 처리는 임무컴퓨터에서 입력된 데이터 중 data entry처리가 필요한 데이터와 초기 위치 및 시간 설정을 위한 데이터를 처리하는 부분으로 크게 나뉜다. Data entry 처리는 입력되는 데이터의 ID를 체크하여 각각 변수별로 나누는 작업을 수행하게 된다. 이 데이터 처리로직에 포함되는 ID는 크게 Present Position, magnetic variation, steerpoint, miscellaneous parameter read, miscellaneous parameter insert로 구분되며, 각각의 ID가 결정되면 관련 로직을 수행한다. 데이터 초기위치 및 시간설정을 위한 로직은 위의 ID에서 Present Position이 설정되어 있는 경우 발생한다. 이 때 현재 비행모델의 정보를 조정하여 항법장비 모델 출력신호로 사용한다. Steerpoint 정보는 현재 위치과 steerpoint 간의 거리와 현재 속도를 기준으로 한 steerpoint까지 걸리는 시간 및 steerpoint와 현재 위치 사이의 각(bearing)을 계산하도록 한다. read와 insert는 현재 받은 데이터를 변수로 전환하는 부분으로서 반영가능한 memory address에 따라 데이터를 원하는 변수값으로 변환한다.

6) 에러(Error) 처리

데이터 처리가 완료되고 난 후 에러 보정(error correction)을 수행한다. 에러 보정은 현재 위치좌표 데이터에 약간의 화이트 노이즈를 첨가하는 방식으로 수행하는데 첨가하는 화이트 노이즈의 분산값은 외부에서 결정할 수 있도록 되어 있다. 또한 단순한 에러 삽입이 아닌 현재 데이터 위치보정을 위한 "FIX ACAL"이라는 로직에 따른 위치보정도 수행할 수 있도록 하였다.

7) 네비게이션 데이터(Navigation data) 및 좌표계 처리

비행모델에서 입력된 데이터와 항법장비가 제공해야 하는 데이터는 기본적인 데이터 흐름(flow)은 동일하지만 실제 항법장비에서 적용하는 기준 프레임(frame)이 다르다. 현재 항법장비에서 운용중인 프레임은 platform frame으로 NED frame을 기준으로 볼 때 wander angle을 고려하고 Y,Z 축 방향이 반대로 구성되어 있다. 또한 속도 및 가속도를 기준하는 데이터 unit이 틀리고 navigation 모드일 때 설정되어야 하는 여러 BIT가 존재하므로 각 BIT를 1로 설정한다.

8) 출력 데이터 처리

이와 같이 구성된 데이터를 전기적 신호(MIL-STD-1553)으로 변경해서 보내기 위한 데이터 처리부를 수행하고 나면 모델 전체 로직이 다 운용된다. 이 로직을 20ms 기준으로 실시간 운용이 가능하도록 하였으며 이를 통해 실제 다른 장비와 통 신을 유지하면서 항공전자 시스템 통합시험장비로서의 기능을 수행할 수 있도록 한다.

도 4는 본 발명에 의한 IOMAP 연결 개념도로서, GPS/INS 시뮬레이션 모델(Simulation Model: 모의 장비)과 임무컴퓨터 및 비행모델 간의 통신 데이터를 모니터링하기 위한 IOMAP를 생성하여 I/O 리얼 하드웨어 디바이스(Real Hardware Device)와 이더넷 디바이스(Ethernet Device)로 입출력하도록 구성되어 있다.

본 발명은 항공전자 시스템 통합시험장비에서 운용되는 항전장비 모델의 하나로 첨부의 전체 시스템 구성도에서 표현된 모델개발이다. 본 모델은 실제 전기적 신호로 구현되어 실 장비와 연동을 수행해야 하므로 실 시간운용을 수행하도록 하는 RTOS(Real Time Operation System)에서 구동된다. 모델의 운용은 첨부의 모델 운용 구성도에 나와있듯이 실제 임무컴퓨터와 비행모델에서 개발모델에 필요한 정보를 주게 된다. 임무컴퓨터는 통합시험장비와 MIL-STD-1553이라는 프로토콜로 통신을 수행하게 되며 비행모델은 Ethernet 통신을 통해 개발모델과 데이터를 주고 받게 된다. 그 중간의 IOMAP과 signal DB는 통합시험장비에서 수행하는 부분으로 전기적 신호를 논리적 신호로 변경하여 실제 모델에서 쓸 수 있는 변수로 바꾸어 주는 역할을 하게 된다. 이렇게 입력데이터를 받고 나면 모델은 그 모델 로직을 수행하게 된다. 모델의 로직 및 기능은 모델 기능블럭도 및 Flow chart에 표현되어 있다. 우선 입력받은 데이터를 모델에서 적용할 수 있는 변수로 치환한 다음 실장비와 유사한 전력제어 로직을 거치게 된다. 이 로직에서 특별한 이상이 없으면 모델 ready 변수를 ON하게 되며 이 변수가 ON이 되면 실제 모델의 로직이 구동하게 된다. 로직이 구동되면 모델 기능 블록도의 순서대로 로직을 수행해 간다. 위성항법장치이므로 위성과 위성항법 결합 모드를 제어하는 로직을 수행하며 그 로직이 완료되고 나면 임무컴퓨터에서 전달하는 특수 데이터를 처리하는 로직을 거치게 된다. 이 데이터는 필요시에만 들어오기 때문에 그 때만 로직을 운용한다. 그 후 실장비를 모의한 에러값 및 임의주입 에러값을 처리하는 로직과 실제 항전 데이터를 T-50에 맞는 플랫폼, 단위, 패턴에 맞게 조율하고 수정을 수행하는 로직을 수행한다. 그 후 출력데이터로 지정된 데이터를 처리하는 과정을 거치게 된다. 이 과정을 도 5의 흐름도(Flow chart)에 상세히 기술하였다.

도 6 내지 도 9는 본 발명에 의한 위성관성항법장치 시뮬레이션의 결과 데이터를 출력한 화면이다. 실제 이 데이터는 MIL-STD-1553을 통해 각 항공전자장비 및 임무컴퓨터에 전달된다.

이상과 같이, 본 발명은 실 위성관성항법장치와 동일한 모드를 구성해 내고 항법 데이터를 구성하고 원하는 신호값을 구성하며, 가상의 모델 신호를 실제 전기적 신호와 일치되게 구성하였다. 개발된 모델의 모드는 그 기능에 따라 BIT(Build in Test), Attitude mode, Gyrocompass align, Stored heading align, Inflight mode align, INS mode, INS/GPS mode로 구분되어 구현하며, 그 기능 및 진입기준은 T-50 적용 위성관성항법장치와 동일하게 한다. 항법 데이터는 항공전자 시스템 통합시험장비(SIL)에서 적용하고 있는 비행모델에서 생성되는 위치, 자세, 속도 데이터를 받아 실제 장비가 사용하고 있는 환경에 맞게 조정한다. 임무컴퓨터에서 수행하는 보정기능(correction function)을 구현하고, 현재 에러의 범위를 결정(FOM : Figure Of Merit) 로직을 구현하여 비행모델의 정보에 반영한다. 또한 T-50에서만 적용하는 Platform 좌표계로 현 데이터를 변환하여 운용할 수 있도록 한다. 이렇게 구현된 각 로직별 신호는 실제 전기적 신호로 변환하기 위해 MIL-STD-1553 신호 패턴으로 재조정을 수행하는 pack, unpack 로직을 수행한다

이상에서 설명한 본 발명의 바람직한 실시 예들은 기술적 과제를 해결하기 위해 개시된 것으로, 본 발명이 속하는 기술분야에서 통상의 지식을 가진 자(당업자)라면 본 발명의 사상과 범위 안에서 다양한 수정, 변경, 부가 등이 가능할 것이며, 이러한 수정 변경 등은 이하의 특허청구범위에 속하는 것으로 보아야 할 것이다.

도 1은 본 발명의 바람직한 실시예에 의한 항공전자 통합시험시스템의 소프트웨어의 구성도

도 2는 본 발명의 항공전자 통합시험시스템의 소프트웨어에서 신호 입출력에 적용될 신호 및 데이터베이스의 구성도

도 3은 본 발명의 항공전자 통합시험시스템의 소프트웨어에서 신호 입출력 기준 시스템의 구성도

도 4는 본 발명에서 모의한 항전장비와 비행모델 간의 데이터 흐름(Flow)을 나타낸 기능 구성도

도 5는 본 발명의 바람직한 실시예에 의한 위성관성항법장치 시뮬레이션에 대한 동작 순서도

도 6 내지 도 9는 본 발명에 의한 위성관성항법장치 시뮬레이션의 결과 데이터를 출력한 화면

[ 도면의 주요 부분에 대한 부호의 설명 ]

10 : RTOS(Real-time Operating System) 환경 부분

20 : 미션 컴퓨터 및 에이비오닉스(Mission Computer & Avionics) 시스템

30 : 오퍼레이션(Operation) GUI(Graphic User Interface) 프로그램

40 : GUI 프로그램

100 : 위성관성항법장치(Avionic Model)

110 : 입력(Input) 부분

120 : 메인 소프트웨어 프로세스(Main SW Process) 부분

130 : 출력(Output) 부분

Claims

항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법에 있어서,

(a) 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델이 온(ON)되면 임무컴퓨터에서 들어오는 입력데이터(실제 항법장비 모델의 모드 및 초기화를 수행하기 위한 명령 신호)와 비행모델 입력데이터(실제 비행상황에서 항법장비 모델이 요구하는 비행관련 정보)를 처리하는 단계와;

(b) 상기 입력데이터를 처리한 후 항법장비의 파워 초기화 시간 및 로직을 모의하는 파워 모드를 수행하는 단계와;

(c) 상기 파워 모드를 수행한 후 GPS 모드를 수행하고, 상기 임무컴퓨터의 입력신호를 기준으로 항법장비 모델의 모드를 결정하는 단계와;

(d) 상기 항법장비 모델의 모드 결정이 완료되면 스페셜 데이터(임무컴퓨터에서 입력된 데이터 중 데이터 엔트리(entry) 처리가 필요한 데이터와 초기 위치 및 시간 설정을 위한 데이터)를 처리하는 단계; 및

(e) 상기 스페셜 데이터 처리를 완료한 후 에러 보정을 수행한 다음 실제 적용할 항법장비에 맞도록 항법 데이터로 처리한 후 전기적 신호로 변경하여 출력하는 단계;

를 포함하는 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법.
제 1 항에 있어서, 상기 (c)단계에서 GPS 모드는:

상기 임무컴퓨터의 입력신호를 기준으로 Initial/Test/Nav/Undefine 모드로 구분되며 각 모드별로 해당 로직을 수행하는 것을 특징으로 하는 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법.
제 1 항에 있어서, 상기 (c)단계에서 항법장비 모델의 모드는:

상기 임무컴퓨터 입력신호를 기준으로 Standby/Gyrocompassing Align/Stored heading Align/Navigation/Air Align/Attitude 모드로 구분되며, 각 모드별로 해당 로직을 수행하는 것을 특징으로 하는 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법.
제 1 항에 있어서, 상기 (d)단계에서 스페셜 데이터 처리는:

상기 임무컴퓨터에서 입력되는 데이터의 ID를 기준으로 Present Position, magnetic variation, steerpoint, miscellaneous parameter read, miscellaneous parameter insert로 구분되며, 각 모드별로 해당 로직을 수행하는 것을 특징으로 하는 항공전자 통합시험 시스템의 위성관성항법장치 시뮬레이션 모델 구현 방법.
제 1 항 내지 제 4 항 중 어느 한 항에 기재된 방법에 의해 만들어진 프로그램을 저장한 것을 특징으로 하는 기록매체.