Opracowanie technologii i stanowiska do optymalizacji zintegrowanego systemu awionicznego na pokłady statków powietrznych

INSTYTUT TECHNICZNY WOJSK LOTNICZYCH Sprawozdanie merytoryczne z wykonania projektu rozwojowego R00-O0066/3 Opracowanie technologii i stanowiska do optymalizacji zintegrowanego systemu awionicznego na pokłady statków powietrznych Warszawa 2009 ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3

SPIS TREŚCI 1. Planowane zadania badawczo-rozwojowe...3 2. Opis uzyskanych wyników...3 2.1 Wprowadzenie...3 2.2 Realizacja zadań badawczych...4 Zadanie 1: Analiza zadań realizowanych przez statki powietrzne na przykładzie samolotu szkolno-bojowego...4 Zadanie 2: Opracowanie architektury i organizacji zintegrowanego systemu awionicznego.7 Zadanie 3: Opracowanie założeń na stanowisko do optymalizacji zintegrowanego systemu awionicznego...14 Zadanie 4: Opracowanie badawczego stanowiska integracyjnego awioniki statku powietrznego...16 Zadanie 5: Wykonanie i próby badawczego stanowiska integracyjnego awioniki statku powietrznego...19 Zadanie 6: Badania testowej grupy użytkowników statków powietrznych...25 Zadanie 7: Opracowanie metod optymalizacji tworzenia zintegrowanego systemu awionicznego dla wybranego statku powietrznego...30 3. Wykaz opracowań naukowych wykonanych w trakcie realizacji projektu...36 ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 2/37

1. Planowane zadania badawczo-rozwojowe W ramach pracy pt. Opracowanie technologii i stanowiska do optymalizacji zintegrowanego systemu awionicznego na pokłady statków powietrznych należało rozwiązać szereg problemów związanych z integracją systemów awionicznych, do których zaliczyć można m.in.: analizę sposobów łączenia systemów awionicznych na bazie cyfrowej szyny danych; analizę rozwiązań sterowania współpracą między systemami nawigacyjnymi, uzbrojenia, komunikacji, monitoringu i rejestracji oraz diagnostyki; analizę elektronicznego przetwarzania danych i sposobów zwiększania redundancji poprzez wykorzystanie możliwości cyfrowej szyny danych np. MIL-STD-1553B. Pierwszym krokiem w realizacji pracy była analiza przepisów NATO/ICAO oraz stosowanych architektur systemów awionicznych i sposobów kodowania (protokołów) informacji dla cyfrowych szyn wymiany danych, stanowiących trzon współczesnych systemów awionicznych. Wykonano analizę protokołów dla typowych standardów szyn wymiany danych takich, jak MIL-STD-1553B i ARINC-429. Drugi krok dotyczył określenia na bazie powyższej analizy wymagań dla stanowiska badawczego umożliwiającego integrację urządzeń systemów awionicznych. Założono, że będzie to system o architekturze otwartej, umożliwiającej rozbudowę o nowe standardy szyn wymiany danych i nowe urządzenia awioniczne. System ten został zbudowany na bazie komputera misji KM-1 (o strukturze pakietowej) z interfejsami w postaci kart obsługujących wybrane typy szyn wymiany danych m.in. MIL-STD-1553B. Podstawą działania takiego stanowiska jest odpowiednie oprogramowanie, które musi zapewniać obsługę przyłączonych do stanowiska urządzeń integrowanych systemów awionicznych oraz zarządzanie przetwarzaniem i zobrazowaniem informacji wyjściowej dla pilota i innych pokładowych układów wykonawczych m.in. pilota automatycznego. Opracowanie i testowanie takiego oprogramowania stanowiło trzeci krok w realizacji pracy. Jednocześnie był to najbardziej pracochłonny i zamykający etap w przygotowaniu stanowiska badawczego do integracji systemów awionicznych. Przyjęto, że oprogramowanie to powinno bazować na języku C++, umożliwiającym kompilację protokołów obsługi (swoistych sterowników) urządzeń systemów awionicznych. 2. Opis uzyskanych wyników 2.1 Wprowadzenie W ramach pracy zbudowano stanowisko badawcze do integracji urządzeń systemów awionicznych na bazie komputera misji KM-1 pracującego z wykorzystaniem standardowych szyn danych MIL-STD-1553B i ARINC-429. Wykonane oprogramowanie komputera umożliwia obsługę, testowanie i symulację wyposażenia awionicznego, w tym urządzeń podsystemu nawigacyjnego, komunikacyjnego oraz walki elektronicznej. Stanowi rdzeń procesu integracji systemów awionicznych, który po optymalizacji opracowanego oprogramowania zastępowany jest profesjonalnym komputerem pokładowym wykorzystującym to oprogramowanie. Stanowisko umożliwiło także badania różnych funkcji i formatów wymiany, przetwarzania i zobrazowania informacji, a także symulacji urządzeń systemów awionicznych dla ich wybranej architektury. Opracowane stanowisko stanowi aktualnie trzon wyposażenia laboratoryjnego ITWL, skład którego będzie sukcesywnie (w następnych latach) rozwijany o kolejne elementy, takie jak: dodatkowe stacje robocze (umożliwiające komunikację ze stanowiskiem integracyjnym), bloki zasilania urządzeń integrowanych systemów w napięcia (m.in. 28 VDC, 115 VAC / 400 Hz), dodatkowe karty WE/WY analogowe i synchroniczne (400 Hz) oraz profesjonalne oprogramowanie środowiska pracy (np. Linux RT, Vx Works). Stanowisko integracyjne oraz zdobyte doświadczenia umożliwiają również opracowanie metod i procedur integracji urządzeń systemów awionicznych oraz ich analizę pod kątem zakresu i możliwości modernizacji. Pozwala to na przygotowanie stanowiska oraz personelu naukowo- ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 3/37

technicznego do integracji urządzeń systemów awionicznych takich jak systemy orientacji przestrzennej AHRS, systemy nawigacji inercjalnej INS, systemy globalnego pozycjonowania GPS, systemy nawigacji bliższej VOR/DME, centrale danych aerodynamicznych ADU, radiokompasy ADF, radiowysokościomierze i inne. Wyniki pracy były wykorzystane przy integracji systemów awionicznych śmigłowców W-3W i Mi-24 oraz w ramach tzw. upgrade u wyposażenia innych statków powietrznych (np. TS-11F). Zbudowane stanowisko stanowi zasadniczy i konieczny element w przygotowaniu bazy laboratoryjnej i kadry naukowo-badawczej. Pozwala na analizę metod i środków wykorzystywanych do integracji urządzeń systemów awionicznych, jak również sformułowanie wniosków do opracowania narzędzi badawczych i metodyk dla pracowników Zakładu Awioniki ITWL. Zastosowanie komputerów klasy PC i związanych z nimi standardowych nośników informacji pozwala na modyfikację stanowiska odpowiednio do potrzeb integracji urządzeń systemów awionicznych. Ponadto umożliwia realizację celu szkoleniowego do edukacji pracowników przygotowujących się do integracji systemów awionicznych oraz celu demonstracyjnego pokazów możliwości Zakładu Awioniki (oraz omówienia skali trudności) w zakresie integracji urządzeń systemów awionicznych dla gości i decydentów przy zawieraniu ewentualnych umów. 2.2 Realizacja zadań badawczych Zadanie 1: Analiza zadań realizowanych przez statki powietrzne na przykładzie samolotu szkolno-bojowego Proces szkolenia współczesnych pilotów wojskowych trwa długo i jest bardzo kosztowny. Kolejnym czynnikiem wpływającym na kształt szkolenia lotniczego jest tendencja do redukowania liczebności sił powietrznych. W jej wyniku niektóre kraje ograniczyły narodowy zakres szkolenia lub całkowicie z niego zrezygnowały. Także i istniejący w Polsce system szkolenia lotniczego przechodził przeobrażenia. Od początku lat 90 znacznie ograniczono liczbę szkolonych oraz liczbę użytkowanych samolotów szkolnych. Wycofano ze szkolenia zaawansowanego samoloty Lim-5/6, a planowana do wprowadzenia w ich miejsce Iryda nie pojawiła się. W konsekwencji część zakresu szkolenia przeniesiono na TS-11, część bezpośrednio na samoloty bojowe. Wraz z decyzją o zakupie nowego samolotu bojowego (F-16) piloci muszą poznać nowe wyposażenie i zadania do realizacji. Do tego celu mógłby być wykorzystany odpowiednio przygotowany samolot szkolny. Samolot TS-11 Iskra od prawie 40 lat nierozerwalnie kojarzy się w Polsce ze szkoleniem pilotów wojskowych. Nie ma chyba obecnie w Polsce takiego pilota wojskowego samolotu odrzutowego, który nie spędziłby, choć kilkudziesięciu godzin za sterami tego samolotu. Do realizacji współczesnych zadań szkoleniowych brakuje jej dokładnie tego samego co innym samolotom szkolnym z lat 60/70/80 - nowoczesnej awioniki. Praca pilota bojowego przypomina dziś pracę z komputerem, bo dzisiejszy samolot bojowy to ogromna liczba latających komputerów. TS-11 Iskra z nowym wyposażeniem mogłaby pozwolić na szkolenie pilotów w Polsce. Podobną drogą, modernizacji starszych samolotów szkolnych poszli Francuzi, Belgowie, czy Niemcy gdzie do potrzeb szkolenia na nowych samolotach zmodernizowano Alpha Jet. Podobnie inne kraje postąpiły z samolotami MB-339, A-4, czy T-38/F-5. Przy czym konieczność szkolenia na samolocie naddźwiękowym jest przez wielu kwestionowana. Włosi ze zdania nie ma sensu płacić drogo za rzeczy, które nie są potrzebne uczynili hasło reklamowe promujące M-346, a uderzające w T-50. Proces szkolenia pilotów dla współczesnych statków powietrznych to zupełnie nowe wyzwanie. Piloci przesiadający się ze starszych typów statków powietrznych szybko nauczą się latać samolotem z aktywnym układem sterowania, jednak, aby można było wykonywać zadania bojowe, należy sprawnie posługiwać się zintegrowanym systemem pokładowym i przygotowywać dane do lotu dla tego ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 4/37

systemu. Szczególnie trudne jest to dla doświadczonych pilotów, którzy najpierw muszą się pozbyć nawyków, czasem szkodliwych na nowym samolocie. Przykładem tego jest pilotowanie klasycznego samolotu według zakrętomierza z chyłomierzem w połączeniu z innymi przyrządami pilotażowo-nawigacyjnymi, co ma swoiste właściwości i jest utrudnione; przy najmniejszym błędzie interpretacyjnym, może skończyć się katastrofą. Tłumaczy się to tym, że przy pilotowaniu samolotu według sztucznego horyzontu pilot ma możliwość określenia oraz utrzymania położenia samolotu w przestrzeni w płaszczyźnie poziomej i pionowej wokół osi podłużnej i poprzecznej. Natomiast przy pilotowaniu samolotu tylko według zakrętomierza z chyłomierzem pilot ma możliwość określenia położenia samolotu w przestrzeni tylko w płaszczyźnie poziomej wokół osi podłużnej i pionowej, to znaczy może utrzymywać równowagę poprzeczną i kierunkową. Zmusza to pilota do określenia położenia samolotu wokół osi poprzecznej i do utrzymania równowagi podłużnej w locie według innych przyrządów takich jak: wariometr i prędkościomierz. Tak więc przy niesprawności lub wyłączeniu sztucznego horyzontu pilot powinien w celu utrzymania warunków lotu prowadzić samolot według zakrętomierza z chyłomierzem w połączeniu z przyrządami pilotażowo-nawigacyjnymi. Znajomość zasad pilotowania samolotu według przyrządów w przypadku niesprawności sztucznego horyzontu jest potrzebna każdemu pilotowi przystępującemu do wykonywania lotów według przyrządów. Zakrętomierz w połączeniu z innymi przyrządami pilotażowo-nawigacyjnymi umożliwia kontrolę prawidłowości wskazań sztucznego horyzontu i określenie jego sprawności, wyprowadzenie samolotu ze skomplikowanego położenia i pilotowanie w trudnych warunkach atmosferycznych. Jeszcze dzisiaj można spotkać się z opinią starszej generacji ludzi lotnictwa, że dla wielu samolotów (np. klasy General Aviation ) cyfrowe systemy awioniczne są zbędnym, luksusowym wyposażeniem. Jest to teza błędna. Współczesne cyfrowe systemy zobrazowania przyrządów pokładowych w każdym przypadku podnoszą w sposób niekwestionowany bezpieczeństwo lotów. Podnoszą komfort pracy załogi, przez przejrzyste i logiczne zobrazowanie informacji o stanie statku powietrznego, sytuacji nawigacyjnej, monitorują natężeniu ruchu lotniczego w najbliższym otoczeniu samolotu zapobiegając m.in. kolizjom w powietrzu. Bez tych, czasami drogich i skomplikowanych systemów, żaden samolot czy to wojskowy czy cywilny nie może wykorzystać wszystkich swoich możliwości, do jakich został skonstruowany i przeznaczony, a jakie są dostępne w zakresie jego możliwości technicznych i operacyjnych. Znamienny wzrost zastosowań operacyjnych różnych typów statków powietrznych ujawnia się w przypadku dokonania modernizacji starszych konstrukcji i wyposażenia ich we współczesną awionikę cyfrową. Wynika z tego, że każdy samolot, nawet starszej generacji, po zabudowie współczesnego systemu awionicznego poszerza swoje możliwości użytkowe (operacyjne) o zastosowania dotychczas dla niego nieosiągalne. W ostatnim dziesięcioleciu takich operacji lifting u dokonano na świecie w stosunku do wielu starszych konstrukcji lotniczych, m.in. modernizację przeszedł amerykański F-5 Tiger do wersji T-38, brytyjski Hawk czy francuski Alpha Jet. Wyposażenie samolotów w cyfrowe systemy awioniczne, zwane popularnie glass cockpit jest standardem we współczesnym lotnictwie szeroko rozumianym, a wskaźniki przezierne Head Up Display (HUD) przestają być domeną tylko wojskowego lotnictwa myśliwskiego - w ostatnich kilku latach stosowane są również w samolotach komunikacyjnych, dyspozycyjnych (jet-business), a nawet w lekkich samolotach klasy General Aviation. Cyfrowe systemy awioniczne w sposób rewolucyjny zmieniają sposób odbioru informacji: ze wskazań licznych, rozproszonych po całej tablicy pojedynczych przyrządów analogowych (wskazówkowych) na skoncentrowany strumień informacji przedstawiony na ekranie (z reguły ciekłokrystalicznym) w postaci symboli, piktogramów, ruchomych elementów opisanych konkretnymi wartościami liczbowymi. Złożone, zaawansowane systemy awioniczne do czytelnego zobrazowania wszystkich informacji wykorzystują dwa, a nawet trzy ekrany monitorów. Na ogół, z racji ograniczania kosztów lub braku miejsca, szczególnie w kabinie samolotu szkolno-bojowego, stosuje się ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 5/37

EFIS (Electronic Flight Instrument System) z jednym wyświetlaczem ekranowym o wielorakim zastosowaniu tzw. Multi Function Display (MFD). Uzupełnieniem MFD na samolotach wojskowych jest umieszczony na wysokości oczu pilota wskaźnik przezierny HUD, na którym wyświetlone są istotne parametry lotu, sygnały ostrzegawcze i alarmowe, stan układów sterowania uzbrojeniem oraz dane z systemu celowniczego. HUD pozwala pilotowi na pełną kontrolę pilotażową samolotu i jego położenia w przestrzeni, sterowanie wyposażeniem (uzbrojeniem) w warunkach deficytu czasu i fizycznego obciążenia podczas prowadzonej walki powietrznej. Na podstawie powyższych analiz można określić wymagania w odniesieniu do możliwości systemu awionicznego, które determinowane są przez rodzaje przydzielonych samolotowi i jego załodze zadań. Wymagania w zakresie optymalizacji samolotu szkolno-bojowego pod kątem realizowanych przez niego zadań: zdolność do działania w nocy i w trudnych warunkach atmosferycznych; dostosowanie kabiny do współpracy z NVG III generacji; dokładne systemy nawigacji inercjalnej (INS/GPS) z goglami noktowizyjnymi oraz mapą cyfrową; odciążenie załogi i poprawa warunków pracy; nowoczesny system prezentacji (monitory wielofunkcyjne, mapa ruchoma, wspomaganie w realizacji zadania); zintegrowany system awioniczny; nowoczesny system łączności: integracja i automatyzacja systemu łączności, prostota użytkowania - z jednego pulpitu); nowoczesny system zarządzania uzbrojeniem; integracja i automatyzacja systemu (MIL-STD 1553/1760): prostota użytkowania (z jednego pulpitu), możliwość podwieszenia systemów treningowych (AACMI), możliwość symulacji zawansowanych systemów uzbrojenia; nowoczesny system rejestracji: przygotowanie zadania, zapis parametrów lotu i czynności załogi, rejestracja obrazu z HUD; oprogramowanie deszyfrujące i zobrazowujące realizację zadania. W stosunku do bazowego TS-11, zmodernizowany samolot (roboczo zwany TS-11F) miałby możliwość wykonywania lotów z widzialnością ziemi i według przyrządów w oparciu o systemy radionawigacyjne i nawigację autonomiczną. Zmianie uległoby wyposażenie nawigacyjne samolotu. Zostałoby ono podporządkowane współpracy z mapą ruchomą i dostosowane do wymogów dla samolotów poruszających się w cywilnej przestrzeni powietrznej. Głównym źródłem danych o położeniu przestrzennym samolotu może być centrala nawigacji inercjalnej (INS) i sprzężony z nią odbiornik GPS. Dane powietrzne zapewni komputerowa centrala danych aerodynamicznych (tzw. ADU lub ADC). System taki pozwoli na precyzyjną lokalizację geograficzną samolotu i dane o parametrach jego ruchu. To z kolei zapewni możliwość poprawnego wykorzystania wyposażenia symulującego cele i środki bojowe. Na pokładzie Iskry znajdą się odbiorniki systemu VOR/ILS/MRK/DME/TACAN użytkowane aktualnie na części statków powietrznych Sił Zbrojnych RP, stanowiące drugi zestaw wyposażenia nawigacyjnego. Do zobrazowania danych z systemu nawigacyjnego wykorzystane zostaną monitory wielofunkcyjne. W zależności od trybu pracy makrosystemu będą na nich prezentowane odpowiednie zestawy wskaźników nawigacyjnych, mapa ruchoma lub elementy wymagane dla realizacji zadania szkoleniowego. Wyświetlanie części danych nawigacyjnych będzie dublowane na wskaźniku przeziernym (HUD). System łączności nowej Iskry ma pozwolić na wykorzystanie radiostacji szerokopasmowej, zgodnej z zastosowaną na polskich F-16. Uzupełniać ją będzie polska radiostacja stosowana na ostatnich Iskrach - RS 6106-7. System może być uzupełniony o elementy transmisji danych. ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 6/37

System uzbrojenia samolotu zachowa działko i niekierowane pociski rakietowe (NPR) oraz zostanie wzbogacony o elementy symulowanych środków bojowych. W tym celu całość systemu będzie zarządzana przez cyfrowy system zarządzania uzbrojeniem. Dane celownicze opracowywane przez komputer będą wyświetlane na HUD oraz w określonych trybach pracy na monitorze wielofunkcyjnym. Na docelowych (seryjnych) samolotach można wprowadzić dodatkowo elementy HOTAS, dedykowane dla konkretnych rozwiązań (np. wybór broni, sterowanie WRE, itp.). Całość realizowanego zadania może być rejestrowana przez standardowy system rejestracji cyfrowej oraz w komputerze misji. Dostęp do zarejestrowanych parametrów możliwy będzie bezpośrednio po locie. Dane z pokładu samolotu będą przenoszone do stanowiska naziemnego i praktycznie od ręki dostępne do analizy lotu. Możliwe jest też adoptowanie opracowanego w ITWL dla samolotu PZL-130 systemu zdalnego nadzoru (z transmisją on-line wybranych parametrów lotu na ziemię). Wszystkie te systemy będą zarządzane poprzez modułowy komputer misji i zintegrowane w oparciu o szynę MIL-STD-1553B. Docelowy sposób zobrazowania i obsługi zostanie dostosowany do wymagań Sił Powietrznych. Dzięki posiadaniu dostępu do kodów integracyjnych możliwe będzie (prawie dowolne) dopasowanie systemu do wymagań lotników. Dzięki modernizacji wyposażenia i opracowaniu elementów towarzyszących docelowy TS-11F pozwoli na szkolenie i trening załóg (odpowiednio w dzień i w nocy) w realizacji zadań typu: szkolenie podstawowe na samolocie odrzutowym, szkolenie w pilotażu zaawansowanym na samolocie odrzutowym, loty według przyrządów, loty profilowe na małej wysokości, walka powietrzna na małych i średnich odległościach (z symulacją celu i pocisku), obrona powietrzna, uderzenie na cele naziemne i nawodne (w tym z symulacją celu i środka bojowego), przełamanie obrony powietrznej, rozpoznanie lotnicze (w tym na małej wysokości), na ziemi -przygotowanie planu misji na stanowisku planowania misji. Dokładny zakres szkolenia zależeć będzie od potrzeb Sił Powietrznych i wybranego dla ich realizacji wariantu modernizacji. Szczegółowe dane i wyniki przeprowadzonych prac zawarto w następujących opracowaniach: 1. Sprawozdanie z pracy nr 157/43/2007 pt.: Analiza zadań realizowanych przez statki powietrzne na przykładzie samolotu szkolno-bojowego. Opracowania wewnętrzne, nr BT ITWL 3681/50. 2. Sprawozdanie z pracy nr 168/43/2007 pt.: Analiza zadań realizowanych przez statki powietrzne na przykładzie samolotu szkolno-bojowego. Opracowania zewnętrzne, nr BT ITWL 3706/50. 3. Sprawozdanie z pracy nr 176/43/2007 pt.: Tłumaczenie z języka angielskiego wybranych materiałów z opracowania TIGER-PAWS F-5 AVIONICS MECHANIZATION w zakresie integracji systemów awionicznych, nr BT ITWL 3705/50. Zadanie 2: Opracowanie architektury i organizacji zintegrowanego systemu awionicznego Wykonane w ramach pracy analizy oraz zgromadzone w trakcie badań doświadczenia pozwoliły na opracowanie i budowę w ITWL stanowiska badawczego do integracji systemów awionicznych na bazie komputera misji KM-1, wyposażonego w ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 7/37

odpowiednie interfejsy stanowiące karty szyny wymiany danych wg przyjętego standardu np. MIL-STD-1553B. Stanowisko takie jest konieczne do opracowywania i testowania programów obsługi urządzeń systemów awionicznych, a poprzez to do ich integracji w jeden spójny system pokładowy. Dodatkową zaletą zbudowanego stanowiska jest możliwość testowania oprogramowania służącego do integracji i diagnozowania urządzeń systemów awionicznych. Ważną cechą tak zbudowanego stanowiska jest też możliwość symulacji wybranych urządzeń systemów awionicznych, koniecznej przy braku danego urządzenia w czasie opracowywania oprogramowania integrującego system awioniczny. Wyniki pracy będą również wykorzystane przy tworzeniu laboratoryjnego systemu diagnostycznego dla urządzeń integrowanych systemów. Większość statków powietrznych w polskim lotnictwie wojskowym posiada wyposażenie awioniczne bazujące na opracowaniach rosyjskich, charakteryzujących się wykorzystaniem układów elektromechanicznych i elektronicznych. Współczesne, zachodnie rozwiązania bazują na rozwiązaniach informatycznych, a typowy system awioniczny stanowi analogię systemu komputerowego pracującego na cyfrowej szynie wymiany danych wg przyjętego standardu m.in. MIL-STD-1553B (w lotnictwie wojskowym) i ARINC-429 (w lotnictwie cywilnym). Przy wysokiej informatyzacji systemów awionicznych nie wystarczy już znajomość zasady działania danego urządzenia, ale decydującą rolę odgrywa wiedza o sposobie współdziałania tych urządzeń w systemie informatycznym (m.in. protokoły przesyłania informacji cyfrowej, formaty zobrazowania, sposoby zarządzania informacją w trybach roboczych i awaryjnych). W takich systemach mierzone wielkości fizyczne (np. parametry lotu) zamieniane są w sygnały elektryczne już w nadajnikach, a następnie kodowane do postaci cyfrowej wg przyjętego standardu i przesyłane za pomocą szyny wymiany danych do komputerów zarządzających zobrazowaniem odpowiednich danych na wielofunkcyjnych monitorach i wskaźnikach. Stąd integracja systemów awionicznych wymaga odpowiedniego przygotowania zarówno bazy laboratoryjnej, jak i kadry naukowo-technicznej. W tym celu konieczne jest szczegółowe zapoznanie się z funkcjonowaniem współczesnych systemów awionicznych, a w tym protokołów obsługi urządzeń pokładowych, architektury systemów awionicznych, standardów przesyłania informacji w szynach wymiany danych, algorytmów przetwarzania tych informacji w komputerach pokładowych oraz formatów zobrazowania informacji. Zintegrowany system awioniczny (ZSA) przeznaczony jest do automatyzacji zarządzania statkiem powietrznym poprzez integrację następujących systemów makrosystemu: 1. Systemu nawigacyjnego. 2. Systemu łączności. 3. Systemu ochrony. 4. Systemu obserwacyjno-celowniczego. 5. Systemu uzbrojenia. 6. Systemu prezentacji danych i komunikacji załogi ze statkiem powietrznym. 7. Systemu monitorowania i rejestracji stanu i działania statku powietrznego oraz załogi. Rolę elementu integrującego (zarządzającego systemami składowymi statku powietrznego) spełniać powinien system zarządzania statkiem powietrznym. Wymiana informacji powinna być realizowana w oparciu o szynę danych wg standardu MIL-STD-1553B, a pomiędzy wybranymi systemami z wykorzystaniem szyny ETHERNET 10/100. ZSA powinno umożliwić sterowanie pracą środków rażenia dostępnych na statku powietrznym. Dzięki wstępnej obróbce informacji z systemów pokładowych i prezentacji jej załodze w sposób skompilowany (np. pozycja i plan lotu na tle mapy) uzyskuje się odciążenie załogi oraz zwiększenie jej świadomości sytuacji taktycznej. Dzięki wykorzystaniu do zarządzania systemami pokładowymi klawiatury monitora wielofunkcyjnego oraz odpowiednim elementom zobrazowania informacji uproszcza się komunikację załogi ze statkiem powietrznym. ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 8/37

Wymiana informacji pomiędzy urządzeniami tego samego systemu powinna odbywać się poprzez interfejsy: a) MIL-STD-1553B, b) ARINC-429, c) RS-232, RS-422, RS-485; RS-170, d) LVDS, e) ETHERNET 10/100, f) USB. Zestawienie łączy zależne jest od urządzeń zastosowanych w ramach systemu. System nawigacyjny przeznaczony jest do określenia położenia przestrzennego statku powietrznego, jego ruchu oraz wypracowania danych dla innych systemów pokładowych. System nawigacyjny powinien zapewnić: a) określenie pozycji z błędem nie większym niż 0,8 NM/h lotu bez GPS i z GPS, nie większym niż możliwości GPS, b) określenie kątów pochylenia, przechylenia i kursu z błędem nie większym niż 0,2, c) określenie prędkości lotu statku powietrznego względem 3 osi współrzędnych z błędem nie większym niż 0,2 m/s. System GPS powinien posiadać dokładność odpowiadającą oficjalnie przyjętej dokładności takich systemów w SZ RP. W skład systemu nawigacji powinny wchodzić: a) platforma INS ze zintegrowanym odbiornikiem GPS, b) radiowysokościomierz, c) radiokompas, d) centrala danych aerodynamicznych, e) odbiornik VOR/MRK/ILS, f) odbiornik systemu TACAN. Wymiana danych z innymi systemami powinna być realizowana z wykorzystaniem szyn MIL-STD-1553B i ARINC 429. Zamontowane na pokładzie statku powietrznego odbiorniki systemów VOR/MKR/ILS i TACAN przekazują dane dla innych systemów z wykorzystaniem interfejsu ARINC 429. Odbiornik ADF zazwyczaj integruje się z wykorzystaniem interfejsu ARINC 407. Radiowysokościomierz współpracuje z systemem nawigacyjnym zazwyczaj z wykorzystaniem interfejsu ARINC 429. Centrala danych aerodynamicznych współpracuje z systemem pokładowym wg interfejsu ARINC 429. System łączności powinien zapewnić realizację następujących zadań: 1. utrzymanie łączności w systemie kontroli przestrzeni powietrznej na częstotliwości i trybach określonych przez ICAO, 2. utrzymanie łączności w systemie kierowania lotami z opcją rozwojową do wykorzystania łączności niejawnej, 3. wymianę informacji cyfrowej z wykorzystaniem systemu kodowania, 4. utrzymanie łączności ze stanowiskami dowodzenia w trybie pracy jawnym, hoppingowym, dookólnym, selektywnego wywołania oraz radiodostępu, 5. odbiór i przekazanie do załogi sygnałów specjalnych, 6. łączność wewnętrzną członków załogi, 7. umożliwienie rejestracji korespondencji prowadzonej przez członków załogi, 8. komunikację w systemie CSAR. W skład systemu łączności powinny wchodzić: 1. Radiostacja VHF/UHF (30 400 MHz), 2. Radiostacja VHF (30 88 MHz), tzw. TAC-VHF - opcjonalnie, 3. Radiostacja HF (1,6 59,9 MHz)- opcjonalnie, 4. Radiostacja VHF/FM (110 160 MHz), 5. Serwer komunikacyjny tylko na pokładzie śmigłowca lub samolotu transportowego. ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 9/37

Ponadto na pokładzie współczesnego śmigłowca bojowego powinny znajdować się stanowiska łączności: a) pilota b) pilota-operatora c) technika pokładowego d) dowódcy desantu (grupy / lekarza)- opcjonalnie, e) strzelców pokładowych lub zamiennie ratowników opcjonalnie. Każde stanowisko powinno być wyposażone w: a) gniazdo słuchawkowo-mikrofonowe, b) przycisk nadawania, c) monitory wielofunkcyjne (stanowiska: pilota, pilota-operatora, dowódcy desantu), d) tabliczki abonenckie (technik, strzelcy / ratownicy) - opcjonalnie. System prezentacji danych i komunikacji załogi ze statkiem powietrznym powinien dostarczać załodze w sposób ciągły informacje niezbędne na danym etapie lotu. W ramach systemu prezentacji danych i komunikacji załogi ze statkiem powietrznym powinien funkcjonować system zobrazowania informacji wykorzystujący maksymalnie 3 wielofunkcyjne kolorowe monitory ciekłokrystaliczne. Monitory powinny być przystosowane do współpracy z goglami NVG III generacji. Powinny też być wyposażone w klawiaturę umożliwiającą sterowanie pracą systemu awionicznego (w sposób odpowiadający tzw. CDU). Rys. 1 Projekt przedniej kabiny samolotu szkolno-bojowego ze zintegrowaną awioniką. Na stanowisku pracy pilota powinny znajdować się: a) wielofunkcyjny ciekłokrystaliczny monitor pilota wyświetlający parametry pilotażowe, w trybach z wykorzystaniem mapy pełniący funkcję monitora mapowego, b) wskaźnik przezierny (tzw. S-HUD), c) wskaźniki stanu systemów pokładowych, d) przyrządy zapasowe. ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 10/37

Na stanowisku pilota - operatora powinny znajdować się: a) wielofunkcyjny ciekłokrystaliczny monitor pilota-operatora wyświetlający parametry pilotażowe, w trybach z wykorzystaniem mapy pełniący funkcję monitora mapowego, b) przyrządy zapasowe. Na trzecim stanowisku (instruktora) tylko w układzie stanowiska do optymalizacji zintegrowanego systemu awionicznego: a) wielofunkcyjny ciekłokrystaliczny monitor instruktora wyświetlający dane o locie (w tym z radiowysokościomierza), a w trybach z wykorzystaniem mapy pełniący funkcję monitora mapowego, b) wysokościomierza barometrycznego i prędkościomierza powietrznego. Znajdujący się na stanowisku pilota podsystem zobrazowania S-HUD powinien zapewnić: a) zobrazowanie informacji w układzie wektorowym, b) współpracę z ZSA z wykorzystaniem szyny MIL-STD-1553B, c) możliwość współpracy z systemem NVG III generacji. Rolę pokładowego pulpitu zarządzania i wprowadzania danych (CDU) powinien pełnić monitor wielofunkcyjny, zapewniający: a) bezpośrednią komunikację załogi z ZSA, b) wprowadzanie danych do systemu przez załogę, c) wybieranie trybu pracy systemu, d) wybór wcześniej zaprogramowanych zadań. System zobrazowania mogą uzupełniać wskaźniki autonomiczne nie wchodzące w skład ZSA. Wyświetlają one stan systemów pokładowych nie integrowanych z ZSA, dotyczy to: a) pracy systemu paliwowego, b) pracy zespołu napędowego, c) instalacji powietrznej, d) instalacji hydraulicznej, e) instalacji ppoż., f) instalacji przeciwoblodzeniowej, g) instalacji elektroenergetycznej. Na stanowisku pracy załogi mogą znajdować się też przyrządy zapasowe (nie wchodzące w skład ZSA): a) sztuczny horyzont, b) busola, c) wysokościomierz barometryczny, d) prędkościomierz powietrzny, e) wariometr. Na monitorach wielofunkcyjnych (MW-1) umieszczone są: a) przyciski do sterowania funkcjami systemu; b) przyciski do sterowania funkcjami MENU; c) przyciski do wprowadzania i akceptacji danych, Funkcje przycisków są programowane odpowiednio do trybu pracy ZSA i opisu na ekranie. Na dźwigni skoku ogólnego/drążku sterowym umieszczono przełącznik rodzaju uzbrojenia. W oparciu o przedstawioną architekturę o organizację, pilot steruje pracą ZSA poprzez: a) przyciski na monitorze wielofunkcyjnym (tryby pracy, łączność, itp.), b) przyciski na drążku sterowym, c) pulpit sterowania IFF, d) pulpit sterowania VOR / ILS / TACAN e) pulpit sterowania radiowysokościomierzem (na monitorze wielofunkcyjnym), f) pulpit sterowania ADF, g) pulpit sterowania uzbrojenia. ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 11/37

Do sterowania pracą ZSA pilot-operator ma do dyspozycji: a) przyciski na monitorach wielofunkcyjnych; b) drążek sterujący (joystick) do sterowania pracą głowicy obserwacyjnej (opcjonalnie); c) przyciski na pulpicie uzbrojenia. Oprogramowanie monitorów wielofunkcyjnych MW-1 powinno zapewnić: a) zobrazowanie parametrów pilotażowo-nawigacyjnych; b) zobrazowanie parametrów systemów radiowych i radiokomunikacyjnych; c) zobrazowanie parametrów atmosfery; d) zobrazowanie danych dotyczących misji, w tym: użycia środków rażenia; e) zobrazowanie stanu wybranych systemów pokładowych; f) zobrazowanie parametrów dotyczących sterowania statkiem powietrznym, w tym: lotu po trasie, lotu wg kursu dyrektywnego, (zawisu w przypadku śmigłowca); g) zobrazowanie i lokalizację obiektów wykrytych i rozpoznanych w czasie misji; h) przywołanie na dowolnym monitorze zobrazowania stanu wybranych systemów pokładowych, zapasu środków bojowych, danych o wykonywanych zadaniach w trakcie realizowanej misji. Schemat ideowy organizacji zintegrowanego systemu awionicznego przedstawia rysunek 2. Szczegółowe dane i wyniki przeprowadzonych prac zawarto w następującym opracowaniu: - Sprawozdanie z pracy nr 158/43/2007 pt.: Opracowanie architektury i organizacji zintegrowanego systemu awionicznego, nr BT ITWL 3707/50. ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 12/37

INSTYTUT TECHNICZNY WOJSK LOTNICZYCH SYSTEM NAWIGACJI ADF ARINC 407 Koncentrator Sygnałów (KS-1) PŁATOWIEC I JEGO INSTALACJE ETH RA ARINC 429 ARINC 429 AUTOPILOT TACAN VOR/ILS/MRK ARINC 429 (KTU 709) INS/GPS (TOTEM-3000) ADC (ADU3000) ARINC 429 RST-TKT RST-HF ) ETH SZYNA NAWIGACYJNA (1553B) ZINTEGROWANY SYSTEM ŁĄCZNOŚCI SYSTEM DIALOGOWY HUD Monitor gł. obs. Pulpit ster. głowicy obs. CMFD / PP (MW-1) CMFD / PO (MW-1) CMFD / DD (MW-1) Komputer głowicy obserwacyjnej Komputer Misji (KM-1) SZYNA ŁĄCZNOŚCI (1553B) RST-ZAS RST-REZ SYSTEM ŁĄCZNOŚCI STANOWISKO PLANOWANIA MISJI PLAN MISJI SYSTEM OBSERWACYJNY Głowica obserwacyjna REJESTRATOR KATASTROFICZNO-EKSLPOATACYJNY SZYNA UZBROJENIA (1553B) SYSTEM ZARZĄDZANIA SYSTEM OCHRONY IFF (SC10) IRCM (ADROS) STANOWISKO RUCHOME Lewy INT. PODW. (IP-1) Prawy INT. PODW. (IP-1) Lewy CFD (ASO-2W-ME) Prawy CFD (ASO-2W-ME) SYSTEM UZBROJENIA Rys. 2 Schemat ideowy zintegrowanego systemu awionicznego. ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3

INSTYTUT TECHNICZNY WOJSK LOTNICZYCH Zadanie 3: Opracowanie założeń na stanowisko do optymalizacji zintegrowanego systemu awionicznego W różnorodnych zagadnieniach technicznych dotyczących integracji systemu awionicznego różne punkty widzenia konstruktorów wyraża się za pomocą zadania optymalizacji wielokryterialnej. Stosuje się wtedy pewną liczbę kryteriów jakości Q 1,..., Q k zależnych od zmiennych sterujących a 1 a 2,...,a r : Q i = Q i (a 1, a 2,, a r ), gdzie i=1,2,...,k (1) Wymagane jest np. osiągnięcie maksymalnego efektu działania określonego elementu makrosystemu przy minimalnych nakładach (kosztach) lub też, aby wiele wielkości charakterystycznych osiągnęło wartości optymalne możliwie równocześnie dla całego makrosystemu. Przy dużej liczbie wymagań w odniesieniu do wybranego elementu stanowiska integracyjnego (np. platformy nawigacji inercjalnej TOTEM- 3000) mogą występować sprzeczności, które prowadzą do tego, że odpowiednie kryteria jakości nie będą mogły być jednocześnie zoptymalizowane przez określone sterowanie (wybór wielkości sterujących). Przy realizacji inżynierskiej takiego zadania, obok obliczeń teoretycznych występuje przy tym prawie zawsze zagadnienie znalezienia odpowiedniego rozwiązania kompromisowego. Każdy system awioniczny można scharakteryzować pewnym zbiorem aspektów S 1,..., S k, które objawiają się w różny sposób i niezależnie od siebie. Każdy aspekt jest odzwierciedleniem modelowym obiektywnie istniejącego elementu składowego systemu. Jakość tego odzwierciedlenia można w ogólności ocenić za pomocą funkcji jakości Q 1,..., Q k Z doświadczenia praktycznego jasno wynika, że te funkcje jakości tylko w niezwykle rzadkich przypadkach mogą jednocześnie osiągnąć wartości optymalne. Ogólnie rzecz biorąc, występują przy tym sprzeczności. W każdej chwili różne aspekty S i, są w stosunku do siebie w odpowiednich relacjach, które można opisać jako kompromis miedzy funkcjami jakości Q i. Ten kompromis odpowiada określonej relacji występującej miedzy wszystkimi wielkościami decyzyjnymi (zmiennymi sterującymi a i ). Może on występować w postaci równowagi trwałej (stabilnej). W miarę upływu czasu kompromis zmienia się ze względu na zmienność w czasie wielkości wejściowych (np. błędy nawigacji). Postęp oznacza w tym sensie wywieranie określonego wpływu na kompromis miedzy kryteriami jakości lub odpowiednimi aspektami zjawiska leżącymi u podstaw tych kryteriów jakości. Podstawowy problem przy optymalizacji polega na wyborze kryteriów jakości, które możliwie dobrze oceniają różne aspekty działania systemu awionicznego. I tak np. centrala danych aerodynamicznych zawiera czujniki, układy przetwarzające i poprzez interfejsy wyjściowe zasila wskaźniki: wysokości, prędkości, liczby Ma i prędkości pionowej oraz inne odbiorniki (systemy) wykorzystujące wyliczane informacje m.in. system poprawy stabilności i sterowności oraz automatycznego sterowania, system sterowania zespołem napędowym, system celowniczo - nawigacyjny. Zintegrowanie funkcji wielu przyrządów w jeden układ pomiarowo - obliczeniowy umożliwia skuteczniejszą kompensację błędów, wynikających z deformacji opływu w różnych stanach lotu, oraz zmniejszenie ilości oddzielnych przyrządów. Do pomiaru parametrów opływu stosowane są najczęściej tradycyjne odbiorniki ciśnień powietrza. Ciśnienia całkowite i statyczne przetwarzane są na sygnał elektryczny z wykorzystaniem półprzewodnikowych czujników ciśnienia. W rozwiązaniach starszych (najczęściej analogowych) stosowane są jeszcze przetworniki przesunięciowe (membrany, mieszki) oraz przetworniki oparte o równowagę sił (siła wytworzona przez sprężysty element pomiarowy jest równoważona przez siłę wyskalowanej sprężyny). Temperatura mierzona jest za pomocą termometrów rezystancyjnych. Do pomiaru kąta natarcia i ślizgu stosowane są przetworniki skrzydełkowe i ciśnieniowe. ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3

Bezpośrednio sygnałami wejściowymi (zmienne sterujące) do centrali danych aerodynamicznych są: - ciśnienie całkowite Pt; - ciśnienie statyczne Ps; - temperatura spiętrzenia TTAT; - kąt natarcia α i czasami kąt ślizgu β. Dodatkowo wprowadzane jest ciśnienie odniesienia oraz konfiguracja SP. Sygnałami wyjściowymi z centrali danych aerodynamicznych są: - wysokość barometryczna; - prędkość przyrządowa; - prędkość rzeczywista; - liczba Macha; - prędkość pionowa; - temperatura statyczna; - kąt natarcia (ślizgu); - stosunek gęstości powietrza do gęstości odniesienia w warunkach standardowych na poziomie morza; - prędkość zmian wysokości, prędkości względem powietrza i liczby Ma; - funkcje "zapamiętaj", "odchyłka od wysokości", "odchyłka od prędkości względem ośrodka", "odchyłka od liczby Ma" wykorzystywane w autopilocie. W trakcie optymalizacji rozpatruje się tylko te kryteria jakości centrali (również innych elementów integrowanej awioniki), którym można przyporządkować wartości liczbowe w całym zakresie zmienności zmiennych sterujących. W najprostszym przypadku można wybrać jedno kryterium jakości jako istotne i zadanie ograniczyć do optymalizacji tego kryterium. W takim przypadku mówimy o postawieniu zadania np. w kategoriach ceny urządzenia. W wielu przypadkach cel ten można także osiągnąć w taki sposób, że na podstawie heurystycznego wyobrażenia o zjawisku lub procesie tworzy się pewne zastępcze kryterium jakości z różnych, częściowo przeciwstawnych kryteriów jakości. Przez optymalizacje tej zastępczej funkcji jakości otrzymuje się rozwiązanie kompromisowe dla całego problemu. Jest zupełnie oczywiste, że przez różne kombinacje kryteriów jakości Q w zastępczym kryterium jakości Q otrzymuje się, ogólnie rzecz biorąc, wiele różnych rozwiązań kompromisowych. Teoria kompromisu musi zatem przede wszystkim najpierw pozwolić na określenie zbiorów wszystkich rozwiązań kompromisowych, a dopiero potem wybrać jedno lub więcej rozwiązań kompromisowych dla danego problemu. Ten sposób myślenia zbliża się do idei polioptymalizacji. Poszczególne kryteria jakości są przy tym uważane a priori za niezależne od siebie. Celem optymalizacji jest wykorzystanie wszystkich relacji między kryteriami jakości i zmiennymi sterującymi do określenia pewnego optymalnego zbioru w obszarze wartości zmiennych sterujących lub kryteriów jakości, który stanowi podstawę dla późniejszego określenia docelowego (kompromisowego) rozwiązania zintegrowanego systemu awionicznego.przy wyznaczaniu zbioru kompromisów w polioptymalizacji wszystkie kryteria jakości bada się co prawda w zależności od zmiennych sterujących, jednak nie przeprowadza się oceny kryteriów jakości między sobą. Przez wybór kryteriów jakości decyduje się, jakie aspekty systemu awionicznego w jaki sposób powinny być oceniane. W wyniku polioptymalizacji otrzymuje się zatem, przez podanie zbioru kompromisów, tylko pewne stwierdzenia dotyczące sytuacji kompromisowych w ramach budowanego modelu systemu awionicznego. To, na ile te wyniki są istotne dla odpowiedniego systemu ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 15/37

rzeczywistego (tworzonego przez statek powietrzny i jego załogę), zależy od jakości modelu. Przy konkretnej realizacji technicznej trzeba się jednak w końcu zdecydować na wybór parametrów technicznych i technologicznych. Celem ostatecznym podejmowania decyzji musi być bowiem w końcu zawsze wybór określonego, w podanych warunkach możliwie wszechstronnie optymalnego, rozwiązania kompromisowego. Można np. wyróżnić podstawowe sposoby optymalizacji oprogramowania dla zintegrowanego systemu awionicznego: Optymalizacja algorytmu programu, czyli zmniejszenie jego długości, ilości porównań, uproszczenie działań matematycznych, usunięcie zbędnych pętli itp. Zmiana funkcji użytych w programie na bardziej dopasowane do danego zadania. Ostateczne kryteria dla stanowiska do optymalizacji zintegrowanego systemu awionicznego uzyskuje się poprzez wybór wartości wag o jednakowych wartościach lub wartościach zadanych oraz określeniu tzw. warunków brzegowych (wartości koniecznych). Przyjęcie wartości współczynnika jakości (zmiennej sterującej) i współczynnika wagi z przedziału 0 1 jako wartości maksymalnej zapewnia, że obliczona wartość funkcji optymalizacji dla danego parametru będzie znormalizowana tj. przyjmie też wartość w przedziale 0 1. Ostatecznym kryterium wyboru jest przyjęcie rozwiązania (np. wyboru centrali danych) gwarantującego uzyskanie wybranych zmiennych sterujących o wartościach z zakresu 0,9 1. I tak np. w trakcie realizacji projektu określono, że parametry centrali danych aerodynamicznych ADU-3008 są najbardziej zbliżone do wartości koniecznych, wymaganych przez stanowisko do optymalizacji awioniki. Wartości zadane (wartości zmiennych sterujących) określone są przez wybrane jako rdzeń dla systemu awionicznego rozwiązanie centrali danych aerodynamicznych. W stosunku do tego rozwiązania mogą być oceniane kryteria jakości (np. parametry techniczne) innych wybranych urządzeń dostępnych na rynku. Szczegółowe dane i wyniki przeprowadzonych prac zawarto w następującym opracowaniu: Sprawozdanie z pracy nr 159/43/2007 pt.: Opracowanie założeń na stanowisko do optymalizacji zintegrowanego systemu awionicznego, nr BT ITWL 3682/50. Zadanie 4: Opracowanie badawczego stanowiska integracyjnego awioniki statku powietrznego Platformę inercyjną zabudowano na specjalnym stoliku umieszczonym obok pulpitu sterowniczego, antenę GPS zabudowano za oknem laboratorium, przedwzmacniacz w górnym rogu okna, pozostałe urządzenia systemu zabudowano w specjalnie do tego celu przeznaczonym pulpicie sterowniczym PSL typ I, który dostosowano do potrzeb montażu (rys. nr 3 i 4). Podstawowe charakterystyki badawczego stanowiska integracyjnego awioniki statku powietrznego: 1. Wszystkie urządzenia zabudowane na stanowisku badawczym posiadają swoje zabezpieczenia i wyłączniki zamontowane na pulpicie zasilania II. Można je autonomicznie włączać i wyłączać w zależności od potrzeb. 2. Interfejs obsługowy (zapewniający sterowanie i zobrazowanie) jest zintegrowany z wyświetlaczem S-HUD oraz pulpitem sterowania z przyciskami o zmiennej konfiguracji. ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 16/37

3. Dokładny autonomiczny system nawigacyjny oparty jest na technologii z żyroskopowym pierścieniem laserowym, a jego wskazania korygowane są przez odbiornik GPS. 4. Ocena wykonanej misji przez drugiego użytkownika odbywa się za pośrednictwem wielofunkcyjnego wyświetlacza (MW-1), pulpitu sterowania i magnetowidu. S-HUD zapewnia pilotowi dane potrzebne do nawigacji i ataku zarówno w dzień jak też w nocy. Rys.3 Widok na stanowisko badawcze do optymalizacji zintegrowanego systemu awionicznego. 5. Misje bojowe i system zarządzania jak również obliczenia zarówno w trybie powietrze - ziemia jak też powietrze - powietrze dla konwencjonalnego uzbrojenia (działko, rakiety, bomby i pociski) realizowane są za pośrednictwem komputera misji KM-1, dzięki procesorowi danych o wysokiej mocy. 6. Dane i obliczenia nawigacyjne realizowane są przez platformę inercjalną TOTEM- 3000 i oparte są na całkowicie zintegrowanych czujnikach z systemem zabezpieczeń obejmując platformę laserową o wysokiej dokładności i wbudowanym odbiorniku GPS o dużej dokładności. 7. Inercjalny system nawigacyjny oparty na technologii RLG zapewnia bardzo wysoką niezawodność, pięć - dziesięć razy wyższą niż mechaniczne żyroskopowe systemy odniesienia. 8. Wbudowany odbiornik GPS jest odbiornikiem 8 kanałowym, który umożliwia ciągłą informację o położeniu, prędkości i czasie niezależnie od położenia platformy mocowania i dynamiki. 9. Możliwości szkoleniowe (treningowe) stanowiska są również udoskonalone poprzez zamontowanie systemu wideo, obejmującego kamerę TV na S-HUD, monitor TV (SMD54) i magnetowid umożliwiający odtworzenie misji. Po zabudowie ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 17/37

analogicznego ZSA na pokładzie statku powietrznego te dodatkowe funkcje zapewnią: Ocenę misji bojowej przez instruktora poprzez pokazanie kompletnego widoku działań wykonywanych przez szkolącego się pilota. Przegląd (przeszkolenie) na ziemi odczytując zapis wideo wykonany podczas lotu. 2 1 5 7 9 3 6 4 10 8 1. Pulpit zasilania I 2. Pulpit zasilania II 3. Pulpit sterowania I 4. Pulpit sterownia II 5. Zaślepki pod docelowy monitor wielofunkcyjny MW-1 6. Zaślepki pod docelowy monitor wielofunkcyjny MW-1 7. S-HUD 8. Pulpit UFCP 9. Monitor TV 10. Magnetowid. Rys.4 Widok na panel górny stanowiska integracyjnego z wyszczególnieniem niektórych elementów wyposażenia. 10. Do przesyłania danych pomiędzy urządzeniami stanowiska wykorzystano standard MIL-STD-1553B. Na pulpicie sterowania II zabudowano dwa dodatkowe złącza z wyprowadzonym sygnałem MIL-STD-1553B (oznaczone 1553-1 oraz 1553-2). 11. Na stanowisku nie zabudowano systemu radiokompasu, jednak przewidziano taką możliwość w przyszłości. Dla wykorzystania funkcji symulacji uszkodzenia radiokompasu (sygnał BF ADF z platformy inercjalnej) na stanowisku w instalacji ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 18/37

systemu przewidziano możliwość symulowania uszkodzenia ADF za pomocą zabudowanych elementów dyskretnych). 12. Na stanowisku nie zabudowano systemu radiowysokościomierza RW, jednak przewidziano taką możliwość w przyszłości. Dla wykorzystania funkcji symulacji uszkodzenia radiowysokościomierza (sygnał BF RA z platformy inercjalnej) na stanowisku w instalacji systemu przewidziano możliwość symulowania uszkodzenia RW za pomocą zabudowanych elementów dyskretnych). 13. System w czasie rzeczywistym umożliwia pilotowi-instruktorowi ocenę wykonywanego zadania za pośrednictwem monitora wielofunkcyjnego MW-1, pulpitu sterowania PS, a po locie wykorzystanie zapisu magnetowidowego. Szczegółowe dane i wyniki przeprowadzonych prac zawarto w następujących opracowaniach: 1. Sprawozdanie z pracy nr 160/43/2007 pt.: Opracowanie stanowiska integracyjnego do potrzeb realizacji wyposażenia statków powietrznych, nr BT ITWL 3632/50. 2. Sprawozdanie z pracy nr 183/43/2007 pt.: Opracowanie dokumentacji elementów i zespołów mechanicznych stanowiska laboratoryjnego awioniki, nr BT ITWL 3747/50. 3. Sprawozdanie z pracy nr 12/43/2008 pt.: Opracowanie stanowiska integracyjnego do potrzeb realizacji optymalizacji wyposażenia statków powietrznych, nr BT ITWL 3832/50. 4. Sprawozdanie z pracy nr 45/43/2008 pt.: Opracowanie badawczego stanowiska integracyjnego awioniki statku powietrznego dla systemu awionicznego w zakresie podstawowym, nr BT ITWL 3945/50. 5. Sprawozdanie z pracy nr 107/43/2008 pt.: Opracowanie badawczego stanowiska integracyjnego awioniki statku powietrznego dla systemu awionicznego w zakresie rozszerzonym, nr BT ITWL 4042/50. Zadanie 5: Wykonanie i próby badawczego stanowiska integracyjnego awioniki statku powietrznego Wybrane elementy badań stanowiska integracyjnego awioniki: W celu zapewnienia zasilania urządzeń awionicznych zabudowanych na badawczym stanowisku integracyjnym energią prądu stałego o napięciu 28V zastosowano zasilacz prądu stałego ZR-1500. Podstawowym źródłem prądu stałego w zasilaczu jest pełnookresowy mostek tyrystorowo-diodowy. Mostek ten zasilany jest z transformatora trójfazowego głównego transformującego napięcie sieci przemysłowej trójfazowej 230/400V, 50Hz. Po wyprostowaniu przez blok tyrystorowodiodowy prąd (pulsujący) podawany jest przez filtr na zaciski wyjściowe zasilacza. Ponadto, w celu usztywnienia charakterystyki zastosowano rezystor wstępnego obciążenia. W ramach adaptacji istniejącej sieci prądu stałego wykonano niezbędne modernizacje, między innymi poprowadzono nową sieć kablową. Sieć tą tworzą przewodu siłowe (wydawcze) 28V oraz sterujące. Przewody siłowe umożliwiają doprowadzenie napięcia stałego 28V od zasilacza prądu stałego ZR-1500 poprzez elementy komutacyjne do tablicy zasilającej prądu stałego DC na stanowisku integracyjnym. Przewody sterujące umożliwiają zdalne sterowanie tj. podawanie napięcia prądu stałego z zasilacza na tablicę poprzez włączenie włącznika umieszczonego na tablicy. Na tablicy umieszczono również analogowe mierniki ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 19/37

napięcia i prądu stałego, które służą do bieżącej obserwacji i kontroli łącznego poboru prądu i wartości napięcia na zaciskach wydawczych. Do zasilania obwodów zewnętrznych służą zaciski prądowe umieszczone na listwie w dolnej części tablicy, dwie pary zacisków wysoko-prądowych i osiem niskoprądowych. Każdy z obwodów niskoprądowych jest włączany i zabezpieczony bezpiecznikiem nadmiarowoprądowym. Każdy obwód ma również kontrolkę świetlną informującą, że jest pod napięciem. Wszystkie obwody prądu stałego mają możliwość awaryjnego odłączania ich od napięcia wyłącznikiem, który zdalnie steruje pracą stycznika siłowego umieszczonego w torze prądu stałego na wyjściu zasilacza ZR-1500 umożliwiając jego wyłączenie. Ponadto tor prądu stałego zapewnia poprzez swoją strukturę sterowania odcięcie napięcia z chwilą zaniku napięcia sieci przemysłowej 230/400V 50Hz i umożliwia jego ponowne załączenie. W celu wykonania sprawdzenia funkcjonowania sterowania i kontroli tablicy zasilającej napięcia przemiennego 3x36V, 400Hz wykorzystuje się włącznik zasilania na tablicy zasilającej napięcia przemiennego 400Hz stanowiska integracyjnego. W tym celu wykorzystuje się włącznik główny oznaczony WŁG-B a następnie włącznik oznaczony LUZES umieszczony na tablicy sterującej. Bezpośredni rozruch kontenera LUZES następuje po wciśnięciu zielonego przycisku na tablicy sterującej znajdującego się po prawej stronie włącznika LUZES. W celu podania napięcia 3x36V, 400Hz bezpośrednio na zaciski wyjściowe oznaczone 3x36V należy włączyć zespolony włącznik 2 opisany 3x36V 400Hz Zdjęcie nr 1 Wygląd ogólny stanowiska do optymalizacji zintegrowanego systemu awionicznego wraz z tablicami zasilania. ZAŁĄCZNIK DO RAPORTU KOŃCOWEGO Z PROJEKTU ROZWOJOWEGO R00-O0066/3 20/37