TARIFNAME BIR AVIYONIK BILGISAYAR MIMARISI Bu bulus, çesitli hava araçlarinda kullanilan uçus kontrol bilgisayari için olusturulan Hava araçlarinin, çok yönlü, yüksek kabiliyetli, güvenli, az maliyetli ve görev yükünün hafifletilebilecek sekilde olmasi gerekmektedir. Bu araçlarin en temel bilesenlerinden biri uçus kontrol bilgisayarlaridir. Uçus kontrol bilgisayarin amaci, hava aracina gelen girdi sinyallerine göre hareketi saglamasi, hava aracinin haberlesmesini, güvenligini saglamasi ve faydali yükün kullanilmasini saglamaktir. Uçus kontrol bilgisayarinda yasanabilecek bir hatanin sonuçlari kritik olabilecegi için hata yapma olasiliginin düsük olmasi ve birimin yedekli olmasi beklenmektedir. Günümüzde, bazi hava araçlarinda bu yedeklilik için ayni uçus kontrol bilgisayarindan iki adet kullanilmakta ve bu durum hava aracinda yerlesim ve maliyet açisindan problem çikarabilmektedir. Hava aracinin beyni olan uçus kontrol bilgisayarlarinin da insansiz hava araçlarindan artan beklenti ve gereksinimlere göre gelismesi ve modernlesmesi gerekmektedir. Bu sebeple, günümüz insansiz hava araçlarinda tek yönlü, daha yavas haberlesme ara yüzlerine sahip ve hataya daha açik olan uçus kontrol bilgisayarlarinin daha güvenilir, modüler, esnek ve ekonomik olarak tasarlanmasi elzemdir. Teknigin bilinen durumuna dâhil olan CN108693885A numarali Çin Halk Cumhuriyeti patent dokümaninda, bir CPU ve bir FPGA kullanilarak bir yapi tasarlanmasi açiklanmaktadir. CPU ve FPGA arasi baglanti için PCI-E ara yüzünün kullanilmasi açiklanmaktadir. Teknigin bilinen durumuna dâhil olan CN108594841A numarali Çin patent dokümaninda bir CPU ve bir FPGA kullanilarak bir yapi tasarlanmasi açiklanmaktadir. CPU ve FPGA bir araya gelerek ana kontrol mimarisini olusturmaktadir. FPGA içinde Nios II gömülü islemcisinin kullanilmasi açiklanmaktadir. CPU yer istasyonu ile kablosuz haberlesme görevini üstelendiginden, FPGA kullanilma sebebi ise CPU yükünü azaltmak oldugu açiklanmaktadir. Teknigin bilinen durumuna dâhil olan CN206877152U numarali Çin patent dokümaninda birden çok CPU ve birden çok FPGA kullanilarak bir mimari olusturuldugundan 52601TR bahsedilmektedir. Bu mimaride "n" kadar CPU ve "n" kadar FPGA kullanilabilecegi belirtilmektedir. Bu mimaride 2 tip FPGA kullanilmistir Ilk olarak FPGA' ler disari dünya ile baglanmis, bu FPGA' Iar birer CPU' ya baglanmis ve CPU'Iar ise ana FPGA' e baglanmistir. Disari dünya ile haberlesme görevinde olan FPGA uçus verisini alarak bagli oldugu CPU' ya iletmekte kullanilirken diger tip olan FPGA ise ana kontrolcü olarak kullanilmistir. CPU, aldigi uçus verilerinden kontrol sinyalleri üretip ana kontrolcü FPGA' e göndermektedir. Ana kontrolcü FPGA" in görevi CPU"dan gelen kontrol sinyallerini kontrol ederek bu sinyallere göre hava aracinin yönetimini sagladigi açiklanmaktadir. Teknigin bilinen durumuna dâhil olan CN206877151U numarali Çin patent dokümaninda birden çok FPGA ve FPGA sayisi kadar CPU ile bir mimari olusturulmaktadir. Bu mimaride "n" kadar FPGA ve "n" kadar CPU kullanilabilecegi belirtilmektedir. FPGA' ler ve CPU' lar bir araya gelerek mesh topolojisi olusturmaktadir. Bu durumda, her bir FPGA kendisi için ayrilan bir CPU'ya baglidir ve ayni zamanda tüm FPGA' lerin de birbirine bagli oldugundan bahsedilmektedir. Teknigin bilinen durumuna dâhil olan CN206877149U numarali Çin patent dokümaninda bir FPGA ve bir CPU kullanilan bir yapidan bahsedilmektedir. FPGA ve CPU'Iar arasinda hizli bir ara yüz olan PCI-E kullanimi açiklanmaktadir. FPGA' nin görevi uçus verisini alip, ön anlamlandirma yaparak bu veriyi CPU'ya iIetmektir. PCI-E üzerinden veriyi alan CPU kontrol sinyalini üretmekte ve hava aracinin kontrolünü sagladigi açiklanmaktadir. Bu bulusla gelistirilen bir aviyonik bilgisayar mimarisi sayesinde insansiz hava araçlari için her açidan yedekIi ve modüler bir yapi olusturulmasi saglamaktir. Bulusun bir baska amaci, insansiz hava araci uçus kontrol bilgisayarlarinda modüler ve esnek bir mimari saglamaktir. Bu bulusun bir diger amaci, basit, kullanimi kolay, pratik, etkin bir aviyonik bilgisayar mimarisi geIistirmektir. Bulusun amacina ulasmak için gerçeklestirilen, ilk istem ve bu isteme bagli istemIerde tanimlanan aviyonik bilgisayar mimarisi, uçak, helikopter, insansiz hava araci vb. gibi hava ve/veya uzay araçlarinda yer alan haberlesme, gösterge, seyrüsefer gibi uçus yönetim ve kontrolünü saglayan aviyonik fonksiyonlarin gerçeklestirildigi birden fazla elektronik karttan olusmaktadir. Elektronik kartin üzerinde bulunan, hava ve/veya uzay aracinda bulunan platformlar iIe fiziksel ortam arasinda saglanan veri girisi sonrasinda 52601TR gelen verilerin islemesini saglayan en az bir islemci birimi (CPU), islemci biriminden ve/veya dis/fiziksel dünyadan gelen verilerin islenmesi ile çiktilar olusturan, her elektronik kartta en az bir tane bulunan programlanabilir donanim birimi (FPGA) içermektedir. Verilerin fiziksel ortamdan alinmasini ve programlanabilir donanim birimi tarafindan islenebilir hale getirilmesini saglayan bu sayede dis ortamdan veri girisi gerçeklestirilmesini saglayan algilayici görevi gören en az bir giris birimi içermektedir. Programlanabilir donanim birimi ile baglantili olarak uçus kontrol bilgisayari üzerinde yer alan ve islemci biriminde islenen ve/veya kaydedilen verilerin, programlanabilir donanim birimi tarafindan iletildigi en az bir çikis birimi içermektedir. Giris birimi ve çikis birimi kullanici istegine göre ayni algilama birimleri olabilmektedir. Bulus konusu aviyonik bilgisayar mimarisi, programlanabilir donanim birimi ile birlikte bagli oldugu giris biriminden gelen verileri alan, verileri islemci birimlerine aktaran, islemci biriminden alinan verileri uçus kontrol algoritmasinda isleyerek bagli oldugu çikis birimlerine ileten ve giris birimi ile islemci birimi ve/veya programlanabilir donanim birimi arasinda veri aktarimi saglayan en az bir iletisim birimi içermektedir. Giris biriminden gelen verileri islemci birimine ve/veya programlanabilir donanim birimine ileten iletisim birimi ile islemci birimleri ve/ veya programlanabilir donanim birimleri arasinda verilerin iletildigi iletisim birimi ile programlanabilir donanim biriminden gelen verileri çikis birimine ileten iletisim birimi veya birimleri ayni türdendir. En az bir iletisim birimi ile uçus kontrol bilgisayari üzerindeki verilerin iletimi ayni tür hat ile iletilmektedir. (Sekil -1) Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi, uçus kontrol bilgisayari üzerinde yer alan islemci birimi ile programlanabilir donanim birimi arasindaki veri aktarimini saglayan iç iletisim agi içermektedir. Giris birimi ile islemci birimi ve/veya programlanabilir donanim birimi arasindaki veri aktarimini saglayan dis iletisim agi içermektedir. Programlanabilir donanim birimi ile çikis birimi arasindaki veri aktarimini da dis iletisim agi üzerinden yapilmaktadir. Iç iletisim agi ve dis iletisim agi üzerindeki ve/veya birbirileri arasindaki veri aktarimi ayni türde olan iletisim birimi tarafindan gerçeklestirilmektedir. Iletisim birimi ile kullanici tarafindan önceden belirlenen hava araci isterlerine göre islemci birimi, programlanabilir donanim birimi ve iletisim birimi sayisini degistirilebilen uçus kontrol algoritmasi içermektedir. (Sekil -1 ve Sekil- 2) Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi, iletisim birimlerinin hata durumuna düsmesi veya arizalanmasi durumunda, veri aktariminin güvenli ve etkin bir sekilde devam ettirilmesi için, arizalanma olasiligi en yüksek bölge olan islemci birimi ile 52601TR çikis birimi arasindaki veri aktarimi için ikincil bir veri aktarimini saglayan en az bir kontrolcü alani agi (CAN) içermektedir. Kullanicinin istegine göre, kontrol alani agi ile programlanabilir donanim birimleri ve giris birimleri ve/veya çikis birimleri ile veri Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi, iki adet programlanabilir donanim birimi, iki adet iletisim birimi ve üç adet islemci birimi bulunan bir tasarim içermektedir. En az bir en fazla üç adet islemci birimi içermektedir. Islemci birimlerinin sayisi ve türü ihtiyaca göre degistirilebilecek sekilde tasarlanmaktadir. Islemci birimi sayisinin degistirilebilir olmasi mimariye esneklik ve modülerlik özelligini kazandirmaktadir. Kullanici tarafindan önceden belirlenen maliyet ve güvenilirlik isterlerine göre aviyonik mimari yapida degisiklik yapilabilmektedir. Islemci birimi sayisinin artmasi uçus kontrol mimarisinin güvenilirliginin artmasina olumlu katkida bulunacaktir. En az 1 en fazla 2 adet programlanabilir donanim birimi kullanilmaktadir. Programlanabilir donanim birimleri, proje isterlerine göre birbirlerinin yedegi veya ayni anda kullanilabilir olacak sekilde tasarlanmaktadir. Yüksek güvenilirlik gerektiren alanlarda programlanabilir donanim birimleri, birbirlerinin sicak veya soguk yedegi olarak kullanilabilmektedir. Yüksek performans veya arayüz kapasitesi gerektiren projelerde ise ayri ayri kullanilabilmektedir. Kullanici tarafindan önceden belirlenen isterlere göre, iki adet islemci birimi, bir adet programlanabilir donanim birimi ve iki adet iletisim birimi ile veri aktariminin öncelikli oldugu birinci durum, iki adet islemci birimi, bir adet programlanabilir donanim birimi ve bir adet iletisim birimi ile veri aktarilmasinin ve nispeten verilerinin yedeklenmesinin öncelikli oldugu ikinci durum, bir adet islemci birimi, iki adet programlanabilir donanim birimi ve en az bir adet iletisim birimi ile veri aktarilmasini saglarken, yüksek arayüz sayisinin önemli oldugu hava tasitlari için kullanima uygun üçüncü durum, iki adet islemci birimi, iki adet programlanabilir donanim birimi ve iki adet iletisim birimi ile veri aktarilmasini ve hemen hemen tamamen yedeklenmesini saglayan, güvenilirligin önemli oldugu ve birbirlerinin yedegi olarak için kullanima uygun dördüncü durum, iki adet islemci birimi, iki adet programlanabilir donanim birimi ve bir adet iletisim birimi ile veri aktarilmasini saglayan, fazladan islem gücünün ve performans için kullanima uygun besinci durum, üç adet islemci birimi, iki adet programlanabilir donanim birimi ve bir adet iletisim birimi ile veri aktarilmasini ve üçlü modüler yedeklilik (TMR) bulunmasi ile birbirinin yedegi olarak kullanilabildigi, yüksek performans ve islem gücü için kullanima uygun altinci durum, üç adet islemci birimi, iki adet programlanabilir donanim birimi ve iki adet iletisim birimi ile veri aktarilmasini ve üçlü modüler yedeklilik (TMR) bulunmasi ile tam yedeklilik saglayan, 52601TR güvenilirligin öncelikle oldugu sistemler için kullanima uygun yedinci durum içermektedir. Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi, islemci biriminde yürütülen uçus kontrol algoritmasinda kullanicinin istegine göre veri aktarimini/ yönlendirilmesini kontrol edilmesini ve yedeklenmesini saglayan iletisim birimi üzerinde yer alan en az bir iletisim anahtari (ethernet switch) içermektedir. Iletisim anahtarinin kullanici isterlerine göre degistirilebilmektedir. Iletisim anahtari, uçus kontrol algoritmasinin ana veri aktarim yolu üzerinde yer almaktadir. Islemci birimleri, iletisim birimleri üzerinden aldiklari verileri uçus kontrol algoritmasina göre islemektedir. Islenen verilerin çiktilari yine iletisim anahtarlari üzerinden ilgili birimlere gönderilmektedir. Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi, islemci birimleri ve programlanabilir donanim birimlerinin senkronizasyonu için kullanilan, islemci birimleri ile programlanabilir donanim birimleri arasinda ve iletisim anahtari üzerinde yer alan en az bir saat hatti (clock line) içermektedir. Islemci birimlerinin, programlanabilir donanim birimleri ile eszamanli çalisabilmesi için islemci birimlerine her bir programlanabilir donanim biriminden senkronizasyon saat gönderilmektedir. Bu senkronizasyon saati gerçek zamanli isletim sistemi bulundurmayan islemci birimlerinin senkronizasyonunu kolaylastirmaktadir. Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi, islemci birimlerinden alinan verilerin, programlanabilir donanim birimi tarafindan, uçus kontrol algoritmasina göre yapilan hesaplamalar ile tek bir veri haline getirilmesine olanak saglayan uçus kontrol bilgisayari içermektedir. Giris birimlerinden alinan verileri her bir islemci biriminde, birbirinin ayni uçus kontrol uygulamasina göre islenmektedir. Her islemci birimine gelen veriler ayni oldugunda, hesaplanan eyleyici verilerinin de ayni veya belirli bir hata payindan fazla olmayacak sekilde yakin olmasi beklenmektedir. Uçus kontrol bilgisayari aldigi üç giris verisini, kullanici tarafindan önceden belirlenen hata payi ile çogunluk oylamasi mantigina göre islemekte ve tek bir eyleyici verisi olusturmaktadir. Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi, herhangi iki islemci biriminin kullanici tarafindan önceden belirlenen uçus kontrol algoritmasina göre diger islemci birimini yeniden ayarlanmasina (reset) olanak saglayan uçus kontrol bilgisayari içermektedir. Sifirlama/resetleme/ yeniden ayarlama islemi, uçus kontrol bilgisayari üzerinde yer alan reset birimi tarafindan yapilmaktadir. Herhangi iki islemci birimi ortak 52601TR kararla diger islemci birimini sifirlayabilecek altyapiya sahiptir. Bu altyapinin saglanmasi amaciyla islemci birimlerinin reset mantigina göre AND veya NAND kapi (gate) yapisi kurulmaktadir. Bu kapi yapisinin girisleri islemci birimlerinden çikacak GPIO' lar olmaktadir. Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi, iletisim birimi olarak Ethernet veya gigabit Ethernet kullanilmasini içermektedir. Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi, uçus kontrol bilgisayarinin, insansiz hava araçlari (IHA) (UAV) için kullanima uygun olmasini içermektedir. Bu bulusun amacina ulasmak için gerçeklestirilen aviyonik bilgisayar mimarisi ekli sekillerde gösterilmis olup, bu sekillerden; Sekil 1 - Aviyonik bilgisayar mimarisi sematik görünümüdür. Sekil 2 -Iç iletisim agi (I) sematik görünümüdür. Sekil 3 - Dis iletisim agi (O) sematik görünümüdür. Sekillerdeki parçalar tek tek numaralandirilmis olup bu numaralarin karsiliklari asagida verilmistir. Aviyonik bilgisayar mimarisi Uçus kontrol bilgisayari Giris birimi Islemci birimi Programlanabilir donanim birimi Çikis birimi Iletisim birimi Kontrolcü alani agi Iletisim anahtari . Saat hatti (I) Iç iletisim agi (0) Dis iletisim agi Aviyonik bilgisayar mimarisi (1), hava ve/veya uzay araçlarinda yer alan, uçus yönetim ve kontrolünü saglayan aviyonik fonksiyonlari gerçeklestiren bir uçus kontrol bilgisayari (2), 52601TR fiziksel ortamdan verileri ölçerek uçus kontrol bilgisayarina (2) ileten en az bir giris birimi (3), giris biriminden (3) gelen verileri isleyen en az bir islemci birimi (4), giris biriminden (3) gelen verileri isleyen ve çikti saglayan, islemci biriminden (4) gelen islenmis verileri çikti saglamak için aktaran, böylelikle aviyonik fonksiyonlari gerçeklestiren komutlari gönderen, uçus kontrol bilgisayari (2) üzerinde bulunan en az bir programlanabilir donanim birimi (5), programlanabilir donanim birimi (5) ile baglantili olarak yer alan, islemci biriminde (4) islenen ve/veya kaydedilen verilerin, programlanabilir donanim birimi (5) tarafindan iletildigi uçus kontrol bilgisayari (2) ile baglantili olarak yer alan en az bir Bulus konusu aviyonik bilgisayar mimarisi (1), giris biriminden (3) gelen verileri islemci birimine (4) ve/veya programlanabilir donanim birimine (5) iletmek, uçus kontrol bilgisayari (2) içerisinde yer alan islemci birimleri (4) ve programlanabilir donanim birimleri (5) arasinda veri ilettigi hat ile programlanabilir donanim biriminden (5) gelen verileri çikis birimine (6) iletmek ayni hatti kullanan, bu sayede tasarimci tarafindan önceden belirlenen hava araci isterlerine göre uçus kontrol bilgisayarinin (2) modülerlik ve yedekliligi için islemci birimi (4) ve programlanabilir donanim birimi (5) sayilarinin degistirilebilmesine olanak saglayan en az bir iletisim birimi (7) içermektedir. Uçus kontrol bilgisayari (2), hava ve/veya uzay araçlarinda yer alan haberlesme, gösterge, seyrüsefer gibi uçus yönetim ve kontrolünü saglayan aviyonik fonksiyonlarin gerçeklestirildigi birden fazla elektronik karttan olusmaktadir. Elektronik kartin üzerinde bulunan, hava ve/veya uzay aracinda bulunan platformlar ile fiziksel ortam arasinda saglanan veri girisi sonrasinda gelen verilerin islemesini saglayan en az bir islemci birimi (4), islemci biriminden (4) ve/veya dis/fiziksel dünyadan gelen verilerin islenmesi ile çiktilar olusturan, her elektronik kartta en az bir tane bulunan programlanabilir donanim birimi (5) içermektedir. Verilerin fiziksel ortamdan alinmasini ve programlanabilir donanim birimi (5) tarafindan islenebilir hale getirilmesini saglayan bu sayede dis ortamdan veri girisi gerçeklestirilmesini saglayan algilayici görevi gören en az bir giris birimi (3) içermektedir. Programlanabilir donanim birimi (5) ile baglantili olarak uçus kontrol bilgisayari (2) üzerinde yer alan ve islemci biriminde (4) islenen ve/veya kaydedilen verilerin, programlanabilir donanim birimi (5) tarafindan iletildigi en az bir çikis birimi (6) içermektedir. Giris birimi (3) ve çikis birimi (6) kullanici istegine göre ayni algilama birimleri olabilmektedir. 52601TR Programlanabilir donanim birimi (5) ile birlikte bagli oldugu giris biriminden (3) gelen verileri alan, verileri islemci birimlerine (4) aktaran, islemci biriminden (4) alinan verileri uçus kontrol algoritmasinda isleyerek bagli oldugu çikis birimlerine (6) ileten ve giris birimi (3) ile islemci birimi (4) ve/veya programlanabilir donanim birimi (5) arasinda veri aktarimi saglayan en az bir iletisim birimi (7) içermektedir. Giris biriminden (3) gelen verileri islemci birimine (4) ve/veya programlanabilir donanim birimine (5) ileten iletisim birimi (7) ile islemci birimleri (4) ve/ veya programlanabilir donanim birimleri (5) arasinda verilerin iletildigi iletisim birimi (7) ile programlanabilir donanim biriminden (5) gelen verileri çikis birimine (6) ileten iletisim birimi (7) veya birimleri ayni tür hat olmasi sayesinde hava aracinda yedeklilik ve modülerlik saglanmaktadir. Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi (1), uçus kontrol bilgisayarinda (2) yer alan islemci birimleri (4) ve programlanabilir donanim birimleri (5) arasinda veri aktarimini saglayan iç iletisim agi (I), giris birimi (3) ile islemci birimi (4) ve/veya programlanabilir donanim birimi (5) arasindaki veri aktarimini ve programlanabilir donanim birimi (5) ile çikis birimi (6) arasindaki veri aktarimi saglayan dis iletisim agi (O), ayni türde olan iç iletisim agi (I) ve dis iletisim agindan (O) olusan iletisim birimi (7) sayesinde kullanici tarafindan önceden belirlenen içerisinde yer alan islemci birimi (4) ve programlanabilir donanim birimi (5) sayilarinin degistirilebilmesi saglanan uçus kontrol bilgisayari (2) içermektedir. Iç iletisim agi (I) ve dis iletisim agi (0) olarak ayni tür hat olan iletisim birimi (7) kullanilmasi sayesinde, uçus kontrol algoritmasi için kullanici isterlerine göre modülerlik saglanmaktadir. Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi (1), iletisim biriminin (7) hata durumuna düsmesi/ arizalanmasi durumunda veri aktarma fonksiyonlarini devam ettirilmesini saglayan, islemci birimi (4) ile çikis birimi (6) arasinda ikincil veri aktarimi saglayan en az bir kontrolcü alani agi (8) içermektedir. Ikincil veri aktarimi saglayan en az bir kontrolcü alani agi (8) sayesinde, iletisim biriminin (7) hata durumuna düsmesi/ arizalanmasi durumunda veri aktarma fonksiyonlarinin sürekliligi ve yedekliligi saglanmaktadir. Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi (1), üç adet islemci birimi (4), iki adet programlanabilir donanim birimi (5) ve iki adet iletisim birimi (7) ile veri aktarilmasini ve üçlü modüler yedeklilik (TMR) bulunmasi ile tam yedeklilik saglayan, güvenilirligin öncelikle oldugu sistemler için kullanima uygun uçus kontrol bilgisayari (2) içermektedir. 52601TR Programlanabilir donanim birimlerinin (5) paralel çalismasindan faydalanarak yüksek sayidaki arayüzden gelen verilerin kayipsiz olarak toplanmasi ve ayni sekilde arayüzlere kayipsiz olarak verilerin gönderilmesi saglanmaktadir. Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi (1), islemci biriminde (4) yürütülen uçus kontrol algoritmasinda kullanicinin istegine göre veri aktarimini/ yönlendirilmesini kontrol edilmesini ve yedeklenmesini saglayan iletisim birimi (7) üzerinde yer alan en az bir iletisim anahtari (9) içermektedir. Islemci birimleri (4), iletisim birimleri (7) üzerinden aldiklari verileri uçus kontrol algoritmasina göre islemektedir. Islenen verilerin çiktilarinin çikis birimlerine (6) iletisim anahtarlari (9) üzerinden iletilmesi saglanmaktadir. Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi (1), islemci birimleri (4) ve programlanabilir donanim birimlerinin (5) senkronizasyonu için kullanilan, islemci birimleri (4) ile programlanabilir donanim birimleri (5) arasinda yer alan en az bir saat hatti (10) içermektedir. Saat hatti (10) sayesinde, islemci birimlerinin (4), programlanabilir donanim birimleri (5) ile eszamanli çalismasi saglanmaktadir. Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi (1), islemci birimlerinden (4) alinan verilerin, programlanabilir donanim birimi (5) tarafindan, uçus kontrol algoritmasina göre yapilan hesaplamalar ile tek bir veri haline getirilmesine olanak saglayan uçus kontrol bilgisayari (2) içermektedir. Programlanabilir donanim birimi (5) üzerinde yer alan oylayici (voter) birimi tarafindan gerçeklestirilmektedir. Bu sayede, islemci birimlerinin (4) saglamasi yapilmaktadir. Bu oylama islemi, herhangi bir islemci biriminin (4) hatali veri üretmesi durumunda sistemin sorunsuz ve kararli çalismasi saglanmaktadir. Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi (1), herhangi iki islemci biriminin (4) kullanici tarafindan önceden belirlenen uçus kontrol algoritmasina göre diger islemci birimini (4) yeniden ayarlanmasina olanak saglayan uçus kontrol bilgisayari (2) içermektedir. Uçus kontrol bilgisayari (2) üzerinde yer alan reset devresi tarafindan saglanmaktadir. Bu sayede, hatali veri üreten islemci biriminin (4) tespit edilmesi ve uçus kontrol bilgisayarinin (2) sorunsuz, kararli ve yedekli çalismasi saglanmaktadir. 52601TR Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi (1), ethernet olan iletisim birimi (7) içermektedir. Bu sayede, Ethernet arayüzündeki her bir dügümün birbirinden ayrik olarak çalisabilmesi (Root-Endpoint veya Master-Slave gibi bir yapinin bulunmamasi), Ethernet arayüzü için ekstra sürücü yazilimlarinin gerekmemesi, Ethernet arayüzü ile bir dügümün tek bir veri paketi ile birden fazla dügüme ayni veri paketini gönderebilmesi (Multicast/Broadcast), Ethernet arayüzü üzerinden saat senkronizasyonu gibi bir çok ethernet arayüzünün sagladigi esnekliklerden faydalanilmaktadir. Bulusun bir uygulamasinda, aviyonik bilgisayar mimarisi (1), insansiz hava araçlari (IHA) için kullanima uygun uçus kontrol bilgisayari (2) içermektedir. TR TR DESCRIPTION AN AVIONIC COMPUTER ARCHITECT This invention, created for the flight control computer used in various aircraft, should be versatile, highly capable, safe, low cost and in a way that can lighten the mission load. One of the most basic components of these vehicles is flight control computers. The purpose of the flight control computer is to provide movement according to the input signals coming to the aircraft, to ensure the communication and security of the aircraft, and to ensure the use of the payload. Since the consequences of an error in the flight control computer could be critical, the probability of error is expected to be low and the unit to be redundant. Nowadays, in some aircraft, two of the same flight control computer are used for this redundancy, and this may cause problems in terms of placement and cost in the aircraft. Flight control computers, which are the brains of the aircraft, also need to develop and modernize according to the increasing expectations and requirements from unmanned aerial vehicles. For this reason, it is essential that the flight control computers in today's unmanned aerial vehicles, which are one-way, have slower communication interfaces and are more error-prone, are designed to be more reliable, modular, flexible and economical. In the People's Republic of China patent document numbered CN108693885A, which is included in the state of the art, designing a structure using a CPU and an FPGA is explained. Using the PCI-E interface for the connection between the CPU and FPGA is explained. In the Chinese patent document numbered CN108594841A, which is included in the state of the art, designing a structure using a CPU and an FPGA is explained. CPU and FPGA come together to form the main control architecture. The use of the Nios II embedded processor in the FPGA is explained. It is explained that since the CPU undertakes the task of wireless communication with the ground station, the reason for using FPGA is to reduce the CPU load. In the Chinese patent document numbered CN206877152U, which is included in the state of the art, it is mentioned that an architecture is created using multiple CPUs and multiple FPGAs. It is stated that "n" CPUs and "n" FPGAs can be used in this architecture. Two types of FPGAs were used in this architecture. First, the FPGAs were connected to the outside world, these FPGAs were connected to a CPU, and the CPUs were connected to the main FPGA. While the FPGA, which is responsible for communicating with the outside world, is used to receive the flight data and transmit it to the CPU it is connected to, the other type, the FPGA, is used as the main controller. The CPU generates control signals from the flight data it receives and sends them to the main controller FPGA. It is explained that the function of the main controller FPGA is to control the control signals coming from the CPU and manage the aircraft according to these signals. In the Chinese patent document numbered CN206877151U, which is included in the state of the art, an architecture is created with multiple FPGAs and CPUs equal to the number of FPGAs. It is stated that "n" FPGAs and "n" CPUs can be used in this architecture. FPGAs and CPUs come together to form a mesh topology. In this case, each FPGA is connected to a CPU allocated for it, and it is also mentioned that all FPGAs are connected to each other. In the Chinese patent document numbered CN206877149U, which is included in the state of the art, a structure using an FPGA and a CPU is mentioned. The use of PCI-E, a fast interface between FPGAs and CPUs, is explained. The task of the FPGA is to receive the flight data, pre-interpret it and transmit this data to the CPU. It is explained that the CPU, which receives the data via PCI-E, produces the control signal and provides control of the aircraft. Thanks to an avionics computer architecture developed with this invention, it is possible to create a redundant and modular structure for unmanned aerial vehicles in every aspect. Another purpose of the invention is to provide a modular and flexible architecture in unmanned aerial vehicle flight control computers. Another aim of this invention is to develop a simple, easy-to-use, practical and effective avionics computer architecture. Avionic computer architecture, aircraft, helicopters, unmanned aerial vehicles, etc., defined in the first claim and the claims dependent on this claim, realized to achieve the purpose of the invention. It consists of multiple electronic cards that carry out avionic functions that provide flight management and control such as communication, display and navigation in air and/or space vehicles such as. After the data entry on the electronic card, provided between the platforms in the air and/or space vehicle and the physical environment, the 52601TR provides at least one processor unit (CPU) that enables the incoming data to be processed, and produces outputs by processing the data coming from the processor unit and/or the external/physical world. It contains a programmable hardware unit (FPGA), at least one of which is available on each electronic card. It contains at least one input unit that acts as a sensor, allowing data to be received from the physical environment and processed by the programmable hardware unit, thus enabling data entry from the external environment. It contains at least one output unit located on the flight control computer in conjunction with the programmable hardware unit, through which the data processed and/or recorded in the processor unit is transmitted by the programmable hardware unit. Input unit and output unit can be the same detection units according to user request. The avionic computer architecture that is the subject of the invention is a system that receives data from the input unit to which it is connected along with the programmable hardware unit, transfers the data to the processor units, processes the data received from the processor unit in the flight control algorithm and transmits it to the output units to which it is connected, and transfers the data between the input unit and the processor unit and/or programmable hardware unit. It contains at least one communication unit that provides data transfer. The communication unit that transmits data from the input unit to the processor unit and/or programmable hardware unit, the communication unit through which data is transmitted between processor units and/or programmable hardware units, and the communication unit or units that transmit data from the programmable hardware unit to the output unit are of the same type. The transmission of data on at least one communication unit and the flight control computer is transmitted via the same type of line. (Figure -1) In one embodiment of the invention, the avionics computer architecture includes an internal communication network that provides data transfer between the processor unit on the flight control computer and the programmable hardware unit. It includes an external communication network that provides data transfer between the input unit, the processor unit and/or the programmable hardware unit. Data transfer between the programmable hardware unit and the output unit is also done over the external communication network. Data transfer on the internal communication network and external communication network and/or between each other is carried out by the communication unit of the same type. It includes a communication unit and a flight control algorithm whose number of processor units, programmable hardware units and communication units can be changed according to the aircraft requirements predetermined by the user. (Figure - 1 and Figure - 2) In an embodiment of the invention, the avionic computer architecture is designed to connect the processor unit, which is the region with the highest probability of failure, and the 52601TR output unit, in order to continue the data transfer safely and effectively in case the communication units fall into an error state or malfunction. It includes at least one controller area network (CAN) that provides a secondary data transfer for data transfer. According to the user's request, programmable hardware units and input units and/or output units with a control area network and data. In an embodiment of the invention, the avionics computer architecture includes a design with two programmable hardware units, two communication units and three processor units. It contains at least one and at most three processor units. It is designed so that the number and type of processor units can be changed according to need. The fact that the number of processor units can be changed gives the architecture flexibility and modularity. Changes can be made in the avionic architecture according to the cost and reliability requirements predetermined by the user. Increasing the number of processor units will contribute positively to increasing the reliability of the flight control architecture. At least 1 and at most 2 programmable hardware units are used. Programmable hardware units are designed to be a backup of each other or to be used simultaneously, depending on the project requirements. In areas requiring high reliability, programmable hardware units can be used as hot or cold backups of each other. It can be used separately in projects that require high performance or interface capacity. According to the requirements predetermined by the user, the first case in which data transfer is prioritized with two processor units, one programmable hardware unit and two communication units, is the first case in which data transfer is given with two processor units, one programmable hardware unit and one communication unit and relatively The second case, where data backup is a priority, enables data transfer with one processor unit, two programmable hardware units and at least one communication unit, while the third case, suitable for use in aircraft where the high number of interfaces is important, is two processor units, two programmable units. The fourth case, where reliability is important and suitable for use as a backup of each other, enables data transfer and almost complete backup with a hardware unit and two communication units. It enables data transfer with two processor units, two programmable hardware units and a communication unit, The fifth case, suitable for use for extra processing power and performance, is the transfer of data with three processor units, two programmable hardware units and a communication unit, and triple modular redundancy (TMR), which can be used as a backup of each other and can be used for high performance and processing power. The 52601TR includes a sixth case suitable for data transfer with three processor units, two programmable hardware units and two communication units, and a seventh case suitable for use in systems where reliability is a priority, providing full redundancy with triple modular redundancy (TMR). In one embodiment of the invention, the avionics computer architecture includes at least one communication switch (ethernet switch) located on the communication unit, which allows controlling and backing up data transfer/routing according to the user's wishes in the flight control algorithm executed in the processor unit. The communication key can be changed according to user requirements. The communication switch is located on the main data transfer path of the flight control algorithm. Processor units process the data they receive through communication units according to the flight control algorithm. The outputs of the processed data are sent to the relevant units via communication switches. In one embodiment of the invention, the avionics computer architecture includes at least one clock line located between the processor units and programmable hardware units and on the communication switch, used for synchronization of processor units and programmable hardware units. In order for the processor units to work simultaneously with the programmable hardware units, a synchronization clock is sent to the processor units from each programmable hardware unit. This synchronization clock facilitates the synchronization of processor units that do not have a real-time operating system. In one embodiment of the invention, the avionics computer architecture includes a flight control computer that allows the data received from the processor units to be turned into a single data with calculations made by the programmable hardware unit according to the flight control algorithm. The data received from the input units are processed in each processor unit according to the same flight control application. When the data coming to each processor unit is the same, the calculated actuator data is expected to be the same or close to no more than a certain margin of error. The flight control computer processes the three input data it receives according to the logic of majority voting with a margin of error predetermined by the user and creates a single actuator data. In one embodiment of the invention, the avionics computer architecture includes a flight control computer that allows any two processor units to be reset (reset) the other processor unit according to the flight control algorithm predetermined by the user. The reset/resetting process is performed by the reset unit on the flight control computer. Any two processor units have the infrastructure to reset the other processor unit with a common 52601TR decision. In order to provide this infrastructure, an AND or NAND gate structure is established according to the reset logic of the processor units. The inputs of this gate structure are the GPIOs that will come out of the processor units. In one embodiment of the invention, the avionics computer architecture includes the use of Ethernet or gigabit Ethernet as the communication unit. In one embodiment of the invention, the avionics computer architecture includes the flight control computer being suitable for use with unmanned aerial vehicles (UAV). The avionic computer architecture implemented to achieve the purpose of this invention is shown in the attached figures, and from these figures; Figure 1 - Schematic view of avionics computer architecture. Figure 2 - Schematic view of the internal communication network (I). Figure 3 - Schematic view of the external communication network (O). The parts in the figures are numbered one by one and the equivalents of these numbers are given below. Avionics computer architecture Flight control computer Input unit Processor unit Programmable hardware unit Output unit Communication unit Controller area network Communication switch. Clock line (I) Internal communication network (0) External communication network Avionics computer architecture (1), a flight control computer located in air and/or space vehicles that performs avionic functions that provide flight management and control (2), 52601TR data from the physical environment At least one input unit (3) that measures and transmits data to the flight control computer (2), at least one processor unit (4) that processes the data coming from the input unit (3), and at least one processor unit (4) that processes the data coming from the input unit (3) and provides output. ) at least one programmable hardware unit (5) located on the flight control computer (2), which transfers incoming processed data to provide output, thus sending commands that perform avionic functions, and a processor unit (4) located in connection with the programmable hardware unit (5). ) At least one avionics computer architecture (1), which is the subject of the invention, is located in connection with the flight control computer (2), to which the processed and/or recorded data is transmitted by the programmable hardware unit (5), and transmits the data coming from the input unit (3) to the processor unit (4). ) and/or transmitting to the programmable hardware unit (5), the data coming from the programmable hardware unit (5) to the output unit (6) via the line that transmits data between the processor units (4) and programmable hardware units (5) in the flight control computer (2). ) at least one communication unit (7) that uses the same line to transmit, thus allowing the numbers of the processor unit (4) and programmable hardware unit (5) to be changed for modularity and redundancy of the flight control computer (2) according to the aircraft requirements predetermined by the designer. Contains. The flight control computer (2) consists of multiple electronic cards that carry out avionic functions that provide flight management and control such as communication, display and navigation in air and/or space vehicles. At least one processor unit (4) located on the electronic card, which enables the processing of incoming data after data entry between the platforms in the air and/or space vehicle and the physical environment, is processed by the data coming from the processor unit (4) and/or the external/physical world. It contains a programmable hardware unit (5), which creates outputs and has at least one on each electronic card. It contains at least one input unit (3) that acts as a sensor, enabling data to be received from the physical environment and processed by the programmable hardware unit (5), thus enabling data entry from the external environment. It contains at least one output unit (6) located on the flight control computer (2) in conjunction with the programmable hardware unit (5) and through which the data processed and/or recorded in the processor unit (4) is transmitted by the programmable hardware unit (5). The input unit (3) and the output unit (6) can be the same detection units according to the user's request. 52601TR The programmable hardware unit (5) receives the data from the input unit (3) to which it is connected, transfers the data to the processor units (4), processes the data received from the processor unit (4) in the flight control algorithm and transmits it to the output units (6) to which it is connected, and the input unit It contains at least one communication unit (7) that provides data transfer between (3) and the processor unit (4) and/or programmable hardware unit (5). The communication unit (7) that transmits the data coming from the input unit (3) to the processor unit (4) and/or the programmable hardware unit (5) and the communication unit (7) where the data is transmitted between the processor units (4) and/or programmable hardware units (5). Redundancy and modularity are provided in the aircraft, thanks to the communication unit (7) or units that transmit the data coming from the programmable hardware unit (5) to the output unit (6) being the same type of line. In an embodiment of the invention, the avionics computer architecture (1), the internal communication network (I) that provides data transfer between the processor units (4) and programmable hardware units (5) in the flight control computer (2), the input unit (3) and the processor unit. The external communication network (O), which provides data transfer between (4) and/or the programmable hardware unit (5) and the data transfer between the programmable hardware unit (5) and the output unit (6), the internal communication network (I) and the external communication network (I), which are of the same type. It includes a flight control computer (2) in which the number of processor units (4) and programmable hardware units (5) can be changed as predetermined by the user, thanks to the communication unit (7) consisting of the communication network (O). Thanks to the use of the communication unit (7), which is the same type of line as the internal communication network (I) and the external communication network (0), modularity is provided for the flight control algorithm according to user requirements. In an embodiment of the invention, the avionics computer architecture (1) includes at least one controller area that provides secondary data transfer between the processor unit (4) and the output unit (6), ensuring that the data transfer functions continue in case the communication unit (7) falls into an error state / malfunctions. contains agi (8). Thanks to at least one controller area network (8) that provides secondary data transfer, continuity and redundancy of data transfer functions are ensured in case the communication unit (7) falls into an error state/malfunctions. In an embodiment of the invention, the avionic computer architecture (1) enables data transfer with three processor units (4), two programmable hardware units (5) and two communication units (7) and provides full redundancy with triple modular redundancy (TMR). It includes a flight control computer (2) suitable for use in systems where reliability is a priority. 52601TR By taking advantage of the parallel operation of programmable hardware units (5), it is possible to collect data from a large number of interfaces without loss and to send data to the interfaces in the same way without loss. In one embodiment of the invention, the avionics computer architecture (1) includes at least one communication switch (9) located on the communication unit (7) that enables the control and backup of data transfer/routing according to the user's request in the flight control algorithm executed in the processor unit (4). The processor units (4) process the data they receive via the communication units (7) according to the flight control algorithm. The outputs of the processed data are transmitted to the output units (6) via communication switches (9). In an embodiment of the invention, at least one clock line (10) located between the processor units (4) and the programmable hardware units (5) is used for the synchronization of the avionic computer architecture (1), processor units (4) and programmable hardware units (5). Contains. Thanks to the clock line (10), simultaneous operation of the processor units (4) with the programmable hardware units (5) is ensured. In one embodiment of the invention, the avionics computer architecture (1) includes a flight control computer (2) that allows the data received from the processor units (4) to be turned into a single data with calculations made by the programmable hardware unit (5) according to the flight control algorithm. It is carried out by the voter unit located on the programmable hardware unit (5). In this way, the processor units (4) are provided. This voting process ensures smooth and stable operation of the system in case any processor unit (4) produces incorrect data. In an embodiment of the invention, the avionics computer architecture (1) includes the flight control computer (2), which allows any two processor units (4) to re-adjust the other processor unit (4) according to the flight control algorithm predetermined by the user. It is provided by the reset circuit located on the flight control computer (2). In this way, the processor unit (4) that produces incorrect data is detected and the flight control computer (2) operates smoothly, stable and with redundancy. 52601EN In an embodiment of the invention, the avionics computer architecture (1) includes the communication unit (7) which is Ethernet. In this way, each node in the Ethernet interface can operate separately from each other (there is no structure such as Root-Endpoint or Master-Slave), there is no need for extra driver software for the Ethernet interface, and with the Ethernet interface, a node can send the same data packet to more than one node with a single data packet. It benefits from the flexibility provided by many Ethernet interfaces, such as the ability to send messages (Multicast/Broadcast) and clock synchronization via the Ethernet interface. In one embodiment of the invention, the avionics computer architecture (1) includes a flight control computer (2) suitable for use with unmanned aerial vehicles (UAV).TR TR