CC BY
29
Mr Drag&n Static, pukovnik, dipt. ini.
Vuđuhoplovnotehnifk« uprava GS VJ. Beograd
SISTEM INTEGRISANOG UPRAVUANJA ELEKTROMEHANIČKIM SISTEMIMA AVIONA
UDC: 621.38:623.746.3
Rezime:
Integracija avionskih sistema i podsistema, radi poboljSanja rtjihovih performansi i smanjenja broja elektro-elektronskih kutija, uz smanjenje rtjihovih dimenzija i masa, staini je zadatak projektanata savremenih borbenih vazduhoplova. Veliki broj medusobno zavisnih elektromehaniCkih sistema aviorut i veliki broj elektriinih (relejnih) kutija, posredstvom kojih je izvedeno upravtjanje elektromehaničkim sistemima, nametali su potrebu njihove integraeije. V ovom članku dat je kratak opis sistema integrisanog upravljanja elektromehanićkim sistemima aviona (Utility Systems Management), razvijenog zapotrebe savremenog evropskog borbenog aviona EFA (European Fighter Aircraft).
Ključne reii: integracija, arhitektura, upravljanje, elektromehanički sistemi, motor, gorivo, hidraulika, magistral podataka, ulazno-izlazni signali.
SYSTEM OF INTEGRATED MANAGEMENT OF ELECTROMECHANICAL AIRCRAFT SYSTEMS
Summary:
One of regular tasks of moder fighter designers is the integration of on-board systems and subsystems aiming to improve their perfomanses as well as to reduce the number of electro-electronic boxes by reducing their dimensions and weights. The integration was necessary due to a large number of mutually dependent electromechanical systems and a large number of electric (relay) boxes for their management. This paper gives a brief description of a system for integrated management of electromechanical aircraft systems (named Utility Systems Management), developed for the European Fighter Aircraft (EFA).
Key words: integration, architecture, management, electromechanical systems, engine, fuel, hidraulics, data stream, input-output signals.
Uvod
Pod pojmom elektromehaniCkih si* sterna borbenih aviona podrazumevaju se svi avionski (Utility - korisnički) sistemi namenjeni za kontinualan i pou-zdan rad aviona (motor, gorivo, htdrauli-ka, kiseonik, presurizaeija, klimatizaeija, stajni trap, izvori napajanja, osvetljenja, signalizaeije, ltd.). Izvan ovih sistema
postoje samo sistemi koji su odgovomi za izvršenje borbenih zadataka (misija). Na svim prethodnim generaeijama aviona, i velikom broju današnjih borbenih aviona, upravljanje izvrSnim mehaničkim i elektromehaničkim delovima ovih sistema realizovano je posredstvom elek-tričnih (relejnih) kutija. Medutim, stalno prisutni zahtevi za povećanjem performansi i preciznosti upravljanja i poboljša-
314
VOJNOTEHNIĆKI GLASNIK 3/2000.
nje kontrole i detekcije greSaka nametaii su potrebu da se i u ove sisteme uvcde sve moćnija i preciznija elektronika.
U periodu nakon 1970. godine, kada su traženi naslednici tada korišćenih avio-na, postavljeni su zahtevi da novi avioni budu manjih dimenzija, visokih perfor-mansi i visokih manevarskih mogućnosti. Radi njihove realizacije bito je neop-hodno što veće smanjenje dimenzija i mase sve opreme, a posebno elektro--elektronske opreme i instalacije aviona. Postavljeni zahtevi mogli su biti ostvareni samo integracijom postojeće opreme uz što veću primenu savremene elektronike. Međutim, u početnom momentu, integracijom svih elektronskih sistema i njihovim povezivanjem sa integrisanim visokosofi-sticiranim podsistemom prikazivanja, po-sredstvom serijskih magistrala podataka,
nisu bili obuhvaćeni samo elektromeha-nički sistemi aviona (slika 1). Sa slike 1 može se uočiti da su jedino elektromeha-nički sistemi i njihove funkcije upravlja-nja i dalje zadržali klasični način povezi-vanja (integracije), sa elektronskim više-namenskim displejima (MFD - Multifunction Display) podsistema prikazivanja. Ovakav način integracije ukazivao je na nesklad izmedu, sa jedne strane, viso-kointegrisane elektronske opreme misije i, sa druge strane, klasično integrisanih elektromehaničkih sistema. Imajući u vidu postavljene zahteve da novi avioni budu znatno boljih performansi, pouzda-nosti i pogodnosti za održavanje, jasno je da je to sa klasičnom integracijom elek-tromehaničkih sistema aviona bilo teško ostvarljivo. Takvo stanje iniciralo je raz-voj sistema integrisanog upravljanja elek-tromehaničkim sistemima aviona.
KompoDcnte eiektromehtaiikih ststema (scazori, tUviae, pumpe ild.)
Scvremeae arfaitektore eleltrooskih ststeau aviona
Kompooeote Uati^nib elektro-mchaoiduh sistema
SI. I - Početna integraeija elektronskih i elektromehanićkih sistema sa elektronskim
prikazivaćima aviona
VOJNOTEHNICKJ GLASNIK 3/2000.
315
Razvoj sistema integrisanog
upravljanja
Zbog različitog broja i različitih ti-pova ulazno-izlaznih signala gotovo svaki elektromehanički sistem aviona je specifi-čan i gotovo unikatan. Pri tome, ovi sistemi ne spadaju u kategoriju sistema obrade informacija (procesnih eiektron-skih sistema), niti sistema sa visokim integritetom servo-upravljanja, a ni više-struko redundovanih sistema komandi le-ta. Oni predstavljaju kombinaciju pret-hodnih sistema, pri čemu svaki od njih ima svoje specifičnosti u pogledu zahteva-nog integriteta i pouzdanosti (redundova-nosti). Osnovna karakteristika svih ovih sistema je postojanje velikog broja har-dverski izvedenih ulaza i iziaza, tj. velikog broja ulaznih (analognih, diskretnih, fre-kventnih, sinhro, itd.) signala i izlaznih upravljačkih (pogonskih) signala, usme-renih ka raznim izvršnim mehanizmima (uredajima) aviona.
Radi prevazilaženja nesklada izmedu savremene integracije elektronskih sistema i elektronskih prikazivača, sa jedne strane, i klasične integracije clcktromeha-ničkih sistema i elektronskih prikazivača, sa drugc strane, pristupilo se istraživanju mogućnosti razvoj a sistema integrisanog upravljanja elektromehaničkim siste-mima aviona. Osnovni cilj istraživanja bio je razvoj univerzalnog i sveobuhvat-nog sistema sa mogućnošću povezivanja preko već standardno korišćenih magistral podataka 1553B (američki vojni standard M1L-STD-1553B).
Da bi se sagledale slabosti i uvideli nedostaci postojećeg rešenja, anaiizirano je upravtjanje elektromehaničkim siste-mima nekoltko, u to vreme, raspoioživih aviona. Istraživanja su pokazala da je pojedinačni (nezavisni) pristup projekto-
vanju upravljanja ovim sistemima zahte-vao angažovanje velikog broja inženjera različitog stručnog profila. To je rezulti-ralo odsutnošću potrebnog nivoa projek-tantskc doslednosti, kako u pogledu rea-lizacije sistema, tako i u pogledu njihovog povezivanja sa drugim sistemima i elek-tronskim prikazivačima. Osim toga, kod pojedinačnog pristupa projektovanju elektromehaničkih sistema sve uprav-Ijačke jedinicc se specificiraju i realizuju odvojeno, tako da se pojavljuje relativno veliki broj jedinica (uređaja), Čiji je rezul-tat visoka cena sistema.
Na osnovu sprovedenih istraživanja konstatovano je da većina aviona, sa pojedinačnim rešenjima upravljanja elek-tromehaničkim sistemima, ima oko 25 do 30 različitih upravljačkih uređaja. Tako-de, konstatovano je da su gotovo svi ti uredaji uglavnom jednofunkcionalni, tj. da samo jednom i u ograničenom vremen-skom intervalu obavljaju svoju funkciju (npr. uredaji za pokretanje motora kori-ste se samo oko dva minuta u toku jednog leta). Svi ovi uredaji instalirani su u raspoloživi avionski prostor i sa njihovim senzorima, izvršnim mehanizmima i elek-tronskim prikazivačima povezani posred-stvom glomaznih klasičnih konektora i snopova provodnika. osetljivih na elek-tromagnetna zračenja i uticaje spoljašnjih elektromagnetnih polja.
Shodno uočenim ncdostacima posto-jećeg klasičnog načina upravljanja, istra-živana su moguća rešenja integrisanog upravljanja elektromehaničkim sistemima aviona, na način prikazan na slici
2. Pri istraživanju novog rcSenja moralo se uzeti u obzir da sistem integrisanog upravljanja treba da zadovolji sledeće zahteve:
- da obezbedi upravljanje svih elek-tromehaničkih sistema aviona, kao i nji-hovu kontrolu (nadzor);
316
VOJNOTEHNIĆKI GLASNIK 3^000.
- da obezbedi što veću automatiza-ciju upravljanja, radi smanjenja opterece-nja pilota, ali i zadrži neophodni integritet svakog pojedinačnog sistema;
- da minimizira potrebnu električnu instalaciju i obezbedi odgovarajud inter-fejs za povezivanje sa ostalim sistemima aviona, posredstvom serijske magistrale podataka 1SS3B;
- da minimizira broj potrebnih poje-dinačnih uredaja (LRU - Line Replace-menu Units), a samim tim i njihove dimenzije, masu i disipaciju;
- da maksimalno iskoristi sva savre-mena tehnološka dostignuća kako bi se obezbedila 5to bolja kontrola specificira-nih performansi sistema, tj. njihovo kon-tinualno testiranje na osnovu ugradcnih testova (BIT - Built In Test).
Istraživanja arhitektura mogućeg re* šenja integrisanog upravljanja svim elek-tromehaničkim sistemima savremenih borbenih aviona rezultirala su jednom svcobuhvatnom arhitekturom koja je po-jednostavljeno prikazana na slid 3.
Na slid 3 prikazan je savremeni način povezivanja sistema integrisanog uprav-
ljanja eiektromehaničkim sistemima aviona sa ostalim elektronskim sistemima i upravljačko-prikazivačkim podsiste-mom aviona. Veze su realizovane posredstvom serijskih magistrala podataka sa vremenskim multipleksiranjem i radom po vojnom standardu 1553B. Ovako kon-cipirani i povezani sistem omogudo je da se potrebna avionska instaladja minimizira, broj ulazno-izlaznih signala optimizi-ra, a kontrola upravljanja razmenom in-formacija posredstvom magistrale podataka poveri kontrolorima magistrale podataka, tj. vrlo moćnim mikroproceso-rima implementiranim u, za to odredene, avionske računare.
KJjučne razlike izmedu sistema kon-vencionalnog (klasičnog) i integrisanog upravljanja elektromehaničkim sistemima aviona ilustrovane su na slid 4.
Eksperimentalni avionski program
U drugoj polovini devedesetih go-dina Ministarstvo odbrane Velike Brita-nije i njihova namenska industrija krenuli
VOJNOTEHNlCKI GLASNIK 3/2000.
317
MafittnU ckfcuoaw-haat&ib uHeau
SI. 3 - Pojednomvljeni prikaz arhitekture iniegrisanog upravljanja
su u eksperimentalni avionski program (EAP - Experimental Aircraft Programme)« radi demonstrate mogućnosti, tj. provere ključnih tehnologija razvijanih
za budući evropski borbeni avion (EFA - Europen Fighter Aircraft). U okviru ovog programa sistem integrisanog upravljanja elektromehaničkim siste-
318
VOJNOTEHNICKI CLASNIK 3/2000.
Sistem konvencionalnog upravljanja
Karakteristik^;
• od 20 do 25 posebnih LRU,
- 6 rclejnih kutija za gencrisanje signala upravljanja (pogona),
• jako veliki broj iica, konektora i postolja,
(pojedinačni) instrument Hi elektronski paocli.
Sistem integrisanog upravljanja (UMS)
Karaktcristike:
• samo 4 posebne LRU,
- mogućnost povezivanja preko magiitrale podataka 1SS3B,
• distribucija prikupljanja i obradc podataka,
• intcmo rcaiizovano napajanje posebnih LRU,
- intcrfcjs sa savrcmcno integri-sanom kabinom i MFD.
SI. 4 - Vporedni pregled konvencionalnog i integrisanog sisiemu
Osnovnc grupc funkcija;
• upravljanje rootorom i indikarija njegovib stanja,
• upravljanje gorivom i praćenje stanja ostatka i utroika goriva,
- upravljanje bidraulttkitn tislemom i indikacija njegovib stanja,
• upravljanje sistemom kiimatizacije pilotske kabine i reguladjom temperature u istoj,
• upravljanje radom osnovnib i pomoćnib (sekuodamib) izvora elektritoe energije,
• upravljanje radom unutralnjih i spoljaiojih svctala i signalizaeija, grejatima. podeiavanjem polofaja pilotskog scdilta i si.
SI. 5 - Raspored procesora upravljanja etektromehaničkim sistemima i funkcijc sistema integrisanog upravljanja
VOJNOTEHNIČKI GLASNIK 3/2000.
319
mima aviona pojavio se kao jedna od primamih obiasti demonstracije visokih tehnologija.
Raspored četiri, na EFA ugradene, linijski zamenljive jedinice i osnovne grupe funkcija realizovane u okviru si-stema integrisanog upravljanja elektro-mehaničkim sistemima, prikazani su na slici 5. Četiri prikazane jedinice se, u dostupnoj literaturi pojavljuju pod nazi-vom „procesori upravljanja elektromeha-ničkim sistemima44 (SMP - Systems Management Processors). Medutim, u su-štini to nisu samo procesori upravljanja elektromehaničkim sistemima već dvo-procesorski realizovani računari sa me-morijama i velikim brojem interfejsa ula-
zno-izlaznih signala. Osim funkcije upravljanja (tj. gcnerisanja izlaznih upravljačkih signala usmerenih ka raznim izvršnim mehanizmima aviona) procesori upravljanja elektromehaničkim sistemima obavljaju i funkcije prikupljanja, konverzije i obrade ulaznih signala, kao i napajanja električnom energijom svih njihovih modula.
Opis sistema
Blok-šema sistema integrisanog upravljanja elektromehaničkim sistemima aviona, razvijenog za potrebe eks-perimentalnog avionskog programa (EAP), prikazana je na slici 6. Procesori
KUfittral* cJektrwM-bMttkih 1UM1
SI. 6 - Arhitektura sistema integrisanog upravljanja za eksperimentaini avionski
program (EAP)
320
VOJ NOTEHNIĆKI GLASNIK 3/2000.
upravljanja elektromehaničkim siste-mima (SMP-A, B, C i D) međusobno su povezani posredstvom redundovane (dvostruke) serijske magistrale podataka elektromehaničkih sistema. Glavni i re-zervni kontroler magistrala (BC-Đus Controlor) podataka locirani su u SMP-A i SMP-B. Preko interfejsa SMP-A i SMP--B, tj. udaljenih terminate RT7 i RTg (RT
- Remote Terminal) sistem je povezan na avionsku magistrate podataka, na koju se povezuju svi ostaii elektronski sistemi aviona (komunikacijski, navigacijski, upravljanja letom, upravljanja podvesnim sredstvima, upravljanja i prikazivanja u pilotskoj kabini, itd.)- Radi obezbedenja potrebnog nivoa pouzdanosti prenosa, preko magistrale elektromehaničkih sistema, veze procesorskih modula i magistrala su redundovane (duplirane), tj. proccsorski modul SMP-A je povczan preko BC i RT|, modul SMP-B preko BC i RT2, modul SMP-C preko RT3 i RT5, a modul SMP-D preko RT4 i RT$. Radi poboljšanja i optimizacije održava-nja elektromehaničkih sistema na njihovu magistrate, preko udaljenog terminate (RT9), vezan je i upravljački panel održa-vanja (MDP - Maintenance Data Panel), preko kojeg se obavlja i priključenje test-•opreme za kontrolu razmene (protoka) podataka na magistrali. Linije, na slici prikazane strelicama usmerenim ka me-haničkim komponentama, predstavljaju višestruke veze SMP-a sa komponentama elektromehaničkih sistema aviona. Broj ulaznih signala/broj upravljačkih (pogon-skih) signala koje je trebalo integrisati u okviru sistema integrisanog upravljanja elektromehaničkim sistemima može se videti iz sledećeg pregleda:
- motor sa pratećim
sistemima ............ 141 ulazni/33
upravljačka signala.
- gorivni sistem ........ 206 ulaznih/36
upravljačkih signala,
- hidraulični sistem .... 146 ulaznih/13
upravljačkih signala,
- sistemi regulacije
uslova u kabini ....... 59 ulaznih/14
upravljačkih signala,
- sistemi sekundarnog
napajanja ............. 46 ulaznih/7
upravljačkih signala,
- ostaii avionski sistemi .... 34 ulazna/7
upravljačkih signala.
UKUPNO: 632 ulazna/110 upravljačkih signala
U pogledu vrste i tipa ulazno-izlaznih signala u najvcćem broju slučajeva pojav-ljuju se diskretni i analogni signali. Ana-logni signali obično se odnose na brzine rotaeije, lineama i kmžna kretanja, temperature, nivoe tečnosti, pritiske i si. U svim slučajevima u kojima se pojavljuje zatvorena petlja upravljanja pojavljuju se i signali upravljanja (pogona) izvrSnim mehanizmima. Distribuirana obrada signala, realizovana pomoću vrlo moćnih mikroprocesora, pruža vrlo velike mo* gućnosti u pogledu kontrole svih interfejsa i u okviru njih realizovanih ulazno--izlaznih signala. Sa ovako koncipiranim sistemom integrisanog upravljanja elek-tromehaničkim sistemima, raspoloživost njihovih podataka i pristup njima veći su nego ikada ranije, Ćime su stvoreni znatno povoljniji uslovi za kontrolu ispravnosti i praćenje stanja svih elektromehaničkih sistema. Mogućnost kontinuiranog pri-kupljanja i registrovanja podataka, bitnih za praćenje stanja i održavanje elektro-mehaničkih sistema, kao i mogućnost povezivanja registratora parametara leta (na magistrate elektromehaničkih sistema) pružaju dodatne mogućnosti u pogledu preventivnog i korektivnog održa-
vojnotchniCki glasnik 3/2000.
321
vanja i doprinose još većem značaju inte-grisanog sistema upravljanja.
Tipično korišćeni ulazni signali su razni diskretni, potenciometarski signali raznih sondi (temperatume, napadnog ugla, ugla klizanja), termistora, centrala pritiska, sinhro-rezolvera i obrtomera (frekventno modulisani). Tipično koriš-ćeni izJazni signali su diskretni i uprav-ljački (pogonski) signali jednosmerne struje, analogni niskonaponski, jako-strujni servo pokretači, slabostrujni servo pokretači i si.
Uprošćena arhitektura procesora upravljanja elektromehaničkim siste-mima (SMP) sa tipičnom organizacijom ulaznih i izlaznih signala (U/I interfejsa), procesora, memorije i interfejsa za magi-stralu 1553B prikazana je na slici 7. Može se uočiti da se ulazni signali od raznih avionskih senzora, zavisno od njihovih funkcija i prirode, dovode na odgovara-juće interfejse, digitalizuju, obraduju u centralnoj procesorskoj jedinici (CPU) i
konvertuju u odgovarajuće analogne i diskretne sign ale, koji se u vidu upravljač-kih signala upućuju ka izvršnim mehani-zmima (motorima, aktuatorima, elektro magnetnim ventilima i si.). Izlazni signali, generisani za upravljanjc avionskim pum-pama, ventilima, aktuatorima i si. pre-ključuju se (uključuju-isključuju) preko izlaznih relejnih kola, dok se signali za pogon servo motora preključuju preko izlaznih tranzistorskih kola. Digitalizo-vani podaci elektromehaničkih sistema, preko interfejsa (RT7 i RTg) i magistral 1553B prenose se do drugih avionskih elektronskih sistema, elektronskih prika-zivača i drugih prikazivačkih elemenata u kabini.
Radi eliminacije svih medusobnih uticaja izmedu ulazno-izlaznih kola razli-čitih elektromehaničkih sistema, projek-tanti sistema poklonili su maksimalnu pažnju razdvajanju električnih strujnih kola. Osim toga, za projektante sistema bilo je neprihvatljivo da u slučaju otkaza
TIPIČNI ULAZI
TIPIČNl IZLAZ1
SoBitifir—i spnvtjitti dragib sittcau
Pritiad r Poddje J
Teapermtarc!
lopuhac soodej obrttji notorn protok foriva
Prekidad, f oivoi, -s ofranićenj« itdj
Ottali Upon aigula
lataicp M1L-STD1S53B (po potrcbi i koatnkt ai|istnk)
*
Aialopi
Frckveatni Ceatnlu proceaonka (CPU) i racoon;* Aadogni
J
Diskretni '
Diskrelai >
Ostali NatzawaiCai/ jedaococrai ixvori upijtaji 4
Kl vUeMiDCMkim dtaplejiau, (cocn> lonot simboU i
Obrtni motori, ckktrostefBetne •Uvise itd.
Puatpe, cootori.
ltd.
SI. 7 - Uprošćena arhitektura procesora upravljanja elektromehaničkim sistemima (SMP)
322
VOJNOTEHNIĆKl GLASNIK 3/2000.
Harđver sistema za gorivo
Sistcm za gorivo
*•** o
Funkcije :
• mereoje goriva/ni osnovu merenja oivoa,
• prenos (dUtribocija) goriva,
• oapajanje motora gorivom,
• punjcojc/pražnjenje goriva.
5/. 8 - Sistem za napajanje moiora gorivom
jedne, bilo koje interfejsne kartice dođe do otkaza većeg broja elektromehaničkih sistema. Zbog toga je, u toku izrade projekta, maksimalna pažnja poktonjena pronalaženju takvog rešenja kojc će obe-zbediti što veću pouzdanost rada elektro-mehaničkih sistema i što veći stepen tole-rancije (prevazilaženja) njihovih otkaza. Tom prilikom pošlo se od poznatih činje-nica da različiti elektromchanički sistemi različito utiču na bezbednost leta, i da se od njih zahtevaju i različiti nivoi pouzda* nosti (tj. raziičiti nivoi redundovanosti). Jednostavno rešenje sa redundovanjem (dupliranjem, tripliranjem i sl.) svih har-dverskih i softverskih modula u ovom slučaju bilo je neprihvatljivo, pošto bi takvo rešenje anuliralo mnoge prethodno navedene i očekivane prednosti integrisa-nog sistema upravijanja, tj. umanjiio oče-kivana smanjenja dimenzija, mase i cene sistema. U takvoj situaciji jedino prihvat-ljivo i optimalno rešenje bilo je redundo-vanje uiazno-izlaznih signala i procesira* nja (obrade signala), tj. redundovanje
interfejsa i procesora i omogućavanje da u slučaju otkaza bilo kojeg procesora ili interfejsa obradu signala preuzme is-pravni procesor ili interfejs i to bez ikakve degradacije parametara sistema. Zbog toga su svi procesori upravljanja elektro-mehaničkim sistemima (SMP) realizovani sa dvoprocesorskom arhitekturom, a svi interfejsi, zavisno od značaja sistema, redundovani (duplirani ili triplirani). Ve-lika raspoloživost ovako realizovanog sistema i otpomost na kritične i katastro-falne otkaze obezbedili su ovom sistemu znatne prednosti u odnosu na sve do sada korišćene konvencionalne elektromeha-ničke sisteme.
Tipičan primer redundovane (dupli-rane) hardverske organizacije i poveziva-nja integrisanog sistema upravljanja na-pajanjem motora gorivom prikazan je na slid 8. To je hardver koji se odnosi na povezivanje, upravljanje i prikazivanje sistema za napajanje motora gorivom. Na istoj slici je i trodimcnzionalna (3-D) šema sistema, a navedene su i sve njegove osnovne funkcije.
VOJNOTEHNIĆKI OLASNIK 3^2000.
323
SI. 9- Tipično prikazivanje informacija ogorivu
Savremeno koncipirana pilotska ka-bina i tipičan način i mesto prezentacije informacija o gorivu prikazano je na slid 9. Prikazivanje je realizovano na osnovu podataka prikupljenih i obradenih u SMP-C i SMP-D, i preko serijske magi-strale elektromehaničkih sistema i serijske magistrate avionike, prenetih do generators simbola, u kojima se gencriSu simboli koji se prikazuju na višenamen-skom elektronskom prikazivaču (po pra-vilu postavljenom sa leve strane).
Primer redundovane hardverske or-ganizacije i povezivanja integrisanog sistema upravljanja kočenjem i stajnim tra-pom prikazan je na slici 10, kao i hardver sistema koji se odnosi na povezivanje, upravljanje i prikazivanje stajnog trapa i njegovog kočenja. Na istoj slici je i trodi-menzionalna (3-D) Serna sistema kočenja i stajnog trapa, a navedene su i nejgove osnovne funkcije.
Razvoj softvera
Pri projektovanju i razvoju softvera korišćen je savremeni pristup koji se
4j =5 = - £ n- »»p SI. 10 - Funkcije: • upravljanje stajnim trapom, • sigoalizacija pritiska u toćkovirea, • normalno upravljanje koienjem, • poraoćno upravljanje kočenjem. Sistem kočenja i stajnog trapa
324
VO/NOTEHNIČKl GLASN1K 3/2000.
ogleda u maksimalnoj standardizaciji sof-tvera, tj. razvoju i implementaciji stan-dardnih višestruko upotrebljivih softver-skih modula. KoriSden je metod struktur-nog modulamog programiranja uz vrlo opsežno testiranjc realizovanih modula i programskih paketa. Kontroli (testiranju) softverskih modula posvedena je velika pažnja sve vreme razvoja softvera, ne samo radi postizanja vrlo precizno speci-ficiranih hardverskih i softverskih zahteva ved i zbog potrebe obezbedenja što bolje i preciznije integracije hardvera i softvera i što boljeg i pouzdanijeg definisanja interfejsa izmedu pojedinih sistema. Alati za testiranje sistemskog, aplikativnog i upravljačkog (kontrolnog) softvera kori-stili su specijalne tehnike kontrole, zasno-vane na metodama analize postavljenih zahteva. Ove metode, poznate pod nazi-vom poluautomatizovane analize fun-kcionalnih zahteva (SAFRA - Semi-Au-tomated Funcional Requirements Analysis), detaljno su opisane u [1]. Ključne karakteristike metode zasnovane su na isticanju (navodenju) kontrolisanih zahteva (CORE - Controlled Requirement Expression), koji specificiraju sve mo-gude puteve sistemskih informacija. Raz-voj celokupnog softvera sistema vodila je i kontrolisala engleska firma British Aerospace (BAe), koja je izvršila izbor i specificiranje potrebnih hardversko-sof-tverskih alata i projektovala hardversku arhitekturu i softversku strukturu sistema. U razvoju su učestvovali i engleska firma Smiths Industries, italijanska Aeri-talia i nemadka Kurt Eichweber.
Za potrebe sistema integrisanog upravljanja elektromehaničkim siste-mima razvijeno je i implementirano oko 400 K redi softvera. Od toga oko 190 K reči predstavlja unikatni softver razvijen za potrebe samo ovog sistema i primenlji-vog samo na njemu. Ostalih 210 K redi
predstavljaju module standardnih više-struko upotrebljivih sistemskih, aplikativ-nih i kontrolnih softverskih modula. Rea-lizovani softver u potpunosti je dokumen-tovan prema zahtevima postojedeg stan-darda za razvoj softvera. U toku realiza-cije softvera ostvarena je produktivnost od oko 4500 redi godišnje po doveku. Na osnovu broja izmena, načinjenih u svakoj fazi izrade projekta i razvoja softvera, konstatovano je da je ostvaren jedan od prioritetnih ciljeva projekta, tj. da je detekeija velikog broja problema ostvarena u najranijoj fazi projekta i proizvod-nje, dime je minimizirana cena razvoja sistema kao i mogudnost programskih prekida (bagova).
Testiranje softvera obavljano je u svakoj fazi njegovog životnog ciklusa (projektovanja i razvoja). Početno testiranje obavljano je na centralnoj (host) mašini, a zatim na realnom avionskom hardveru. Tom prilikom najpre su radeni pojedinačni testovi svakog elektromeha-ničkog sistema, zatim testovi srodnih grupa sistema i na kraju završni (zajednid-ki) test svih integrisanih sistema. ZavrSni test sistema omogućio je detaljnu proveru integrisanog sistema i svih njegovih pod-sistema na zemlji, radi provere zadovolje-nja postavljenih zahteva kvaliteta.
Po završetku ispitivanja na zemlji hardver i softver sistema implementiran je na avion, nakon dega su svi integrisani elektromehanidki sistemi funkcionalno provereni u letu.
Detaljan opis softvera, tj. softverskih funkeija i modula, za eksperimentalni avi-onski program (EAP) prikazan je u [2].
Hardver sistema
Projekat hardvera zasnovan je na odredenom broju standardnih elektron-skih Štampanih ploda (kartica) i modula,
VOJNOTEHNIĆKl GLASNIK 3/2000.
325
koji su u okviru integrisanog sistema korišćeni na što većem broju mogućih mesta (višestruko upotrebljivi hardverski moduli). Na osnovu takvog projekta sistema integrisanog upravljanja elektro-mehaničkim sistemima, realizovan je sa samo 15 štampanih ploča različitog tipa, podeljenih na centralne (procesorske) i U/I štampane ploče. S obzirom na stan-dardizaciju i višestruku upotrebljivost ovih ploča, u okviru celokupnog sistema pojavljuju se ukupno 72 štampane ploče (42 centralne i 30 U/I ploča).
Korišćenjem projekta višestruko upotrebljivih štampanih ploča, i njihovom primenom na različitim mestima u siste-mu, u znatnoj meri se pojednostavljuju poslovi projektovanja, razvoja i testiranja sistema i smanjujc sveukupni rizik uspe-šnosti realizacije programa. Tako, na primer, kod prototipa sistema integrisanog upravljanja elcktromehaničkim sistemi-ma, potpuno identična procesorska ploča korišćena je na 8 lokacija (8 puta), a U/I ploča diskretnih signala na 11 lokacija (11 puta).
Tipični blok pakovanja elektronikc je standardni 3/4 ATR modul, koji sadrži dve elektronske kartice dimenzija 2 x 3/4 ATR, spojene zajedno u jedinstveni me-hanički sklop (modul), sa mogućnošću njegovog postavljanja u linijski zamen-Ijivu jedinicu (LRU) procesora upravljanja elektromehaničkim sistemima (SMP). Bakar nanesen po ivicama i površinama štampanih ploća, zajedno sa mehaničkim sklopom za njihovo pakovanje, obezbe-đuje dobro odvodenje toplote ka spoljnim zidovima modula i hlađenje unutrašnjih zidova štampanih ploča.
Na slici 11 prikazana je jedna od dve linijski zamenijive jedinice (LRU) SMP A ili Đ ugradene u prednjem delu aviona.
SI. 11 - Izgled prednje sirarte LRU (SMP A ili B)
Pristup nekom od 10 njihovih elektron-skih modula obezbeden je sa gomje strane jedinice (LRU). Modul napajanja naizmeničnom energijom lociran je na prednjoj strani jedinice, a modul napajanja jednosmernom energijom na zadnjoj strani. Povezivanje sa avionom (avion-skim signalima) izvedeno je preko četvo-rostrukog DPX konektora postavljenog na zadnjoj strani jedinice. Konektori magistrate podataka, test-konektori i mrežni konektor postavljeni su sa prednje strane. Moduli linijski zamenijive jedinice hlade se strujanjem spolja uvedenog vazduha preko spoljašnjih površina modula. Masa jedne od ovih linijski zamenljivih jedi-nica je 12 kg, a primama snaga disipaeije 140 W.
Na slici 12 prikazana je jedna od dve linijski zamenijive jedinice (LRU) SMP C ili D ugradene u središnji deo aviona. Pristup nekom od 12 njihovih elektron-skih modula obezbeden je sa donje strane jedinice. Izvori napajanja su locirani u gomji deo jedinice, a izvori naizmenične i jednosmerne energije napajanja sa de-sne i leve strane respektivno. Kao i za prednje jedinice, veze sa avionom (avion-
326
VOJNOTEHNIĆKI GLASNIK 3/2000.
SI. 12 - Izgled zadnje strane LRU (SMP C Hi D)
skim signalima) locirane su sa zadnje, a veze sa magistralom podataka, test i mrežnim konektorima sa prednjc strane jedinice. Jedinice se hlade strujanjem va-zduha, koji se uvodi kroz dva uvodnika sa njihove donje strane, a izbacuje kroz dva otvora sa njihove prednje strane. Masa jedinice je 20 kg, a primama snaga disipacije 230 W.
Zaključak
Smanjenje broja posebno (linijski) zamenljivih jedinica (LRU), korišćenih za upravljanje elektromehaničkim siste-mima, dovelo je do znatnog smanjenja ukupnih dimenzija i mase sistema. Koriš-ćenje savremenih tehnologija mikroclek-tronskih kola, mikroprocesora, memorija vrlo vetike gustine pakovanja i magistrala podataka omogućilo je znatno poboljša-nje elektronike i pouzdanosti sistema. Realizovano hardversko-softversko reSe-nje sistema integrisanog upravljanja elek-tromehaničkim sistemima, pruža i zna-čajna poboljšanja u pogledu prevazilaže-nja (tolerancije) otkaza i pristupa i mani-
pulacije podacima elcktromehaničkih sistema. Osim toga, mogućnosti kontinual-nog praćenja stanja svih integrisanih pod-sistema i daljeg proSirenja sistema znatno su povećane.
Osnovna poboljšanja ostvarena reali-zacijom sistema integrisanog upravljanja elektromehaničkim sistemima, za tipične savremene visokoperformansne borbcne avione mogu se sumirati na sledeći način: ukupna masa sistema i operativna cena sistema smanjeni su za preko 50%, dok je raspoloživost sistema povećana preko 8 puta.
Osnovni ključ dobro realizovanog softvera i velike produktivnosti njegove realizacije nalazi se u primeni vrlo strogih metoda softverske kontrole i upravljanja. Kao vrlo moćan alat, ne samo za projek-tovanje već i za $to raniju detekciju gre-5aka, korišćen je CORE metod, koji je pokazao veliku efikasnost u pogledu pru-žanja pomoći timovima inženjera u brzom lociranju softverskih problema i njihovom prevazilaženju.
Modulami pristup realizacije hardve-ra, zasnovan na standardnim višestruko upotrebljivim modulima, doveo je do vrlo velikih poboljšanja sistema. Maksimalna univerzalnost i fleksibilnost korišćenih se-tova test-opreme omogućili su blagovre-menu detekciju hardverskih grešaka radi njihovog prevazilaženja u najranijim fa-zama projektovanja i razvoja sistema.
Lueratura:
(1) Wvd. A. O.: Cofuiuent Ap^roacli to (be Development of Syttc® Requirement!! and Softvare Design. ACARD -Technical Arrbone Distributed Computing Networks, june 1981.
(2) Seabridge. A. C.; Smith. R. A. C: Production of Real Tunc Software for an Airbone Application in the E AP. maj 1989.
(3) Mior. 1.; Seabridge A. G.: Wonon. Management of Utility Systems in tl>e Experimental Aircraft Programme, oktobar 1989.
VOJNOTEHNlCKt GLASNIK 3^000.
327
