Система управления Су-27

Создание системы управления Су-27 заслуживает отдельного большого рассказа. В рамках нашей книги попробуем коротко остановиться лишь на некоторых ключевых моментах этой истории. Суть проблемы заключалась в том, что в связи с принятым решением о реализации на Су-27 статически неустойчивой в продольном канале аэродинамической схемы, необходимо было разработать для нового самолета такую систему управления, которая наряду со всеми прочими функциями, обеспечивала бы ему устойчивость в продольном канале в замкнутом контуре управления. Создание такой системы стало для Су-27 столь же важной задачей, как разработка новой аэродинамической схемы, нового двигателя или новой системы вооружения.

На основании анализа предварительных аэродинамических характеристик и собственной устойчивости самолета в продольном и боковом каналах, был сделан вывод о принципиальной возможности создания системы, которая обеспечивала приемлемые характеристики устойчивости и управляемости статически неустойчивого в продольном канале самолета. Было понятно, что такая система должна использовать в управлении глубокие, широко корректируемые по режимам полета связи по основным параметрам продольного движения — угловой скорости тангажа и нормальной перегрузке. Стало также абсолютно ясно, что получить требуемые характеристики продольной устойчивости и управляемости такого самолета при помощи обычной механической системы управления, даже с использованием широкоходовых автоматических устройств, невозможно. Таким образом, в развитии систем управления истребителей настал момент, когда прежними способами, т.е. с использованием только механической системы управления (МСУ), уже невозможно обеспечить приемлемые характеристики управления. Это можно было обеспечить только при помощи системы дистанционного управления (СДУ), в которой рычаги управления самолетом и рулевые поверхности не связаны между собой пропорционально.

Разработка системы управления Су-27 началась в ОКБ в 1973 году. На этом этапе, требовалось найти ответ на главный вопрос — каковы должны быть параметры системы управления в продольном канале? Из консультаций с аэродинамиками выяснилось, что необходимо обеспечить нормальное управление при статической неустойчивости до 5% Ьа. Параллельно, в 8 отделе ОКБ выполнялись эксперименты с полунатур-ным моделированием на стенде, в результате чего постепенно определился возможный диапазон эксплуатационных режимов работы системы, потребные характеристики основных ее элементов и основные алгоритмы работы.

На следующем этапе требовалось определить общую концепцию построения системы управления. В отношении продольного канала суть проблема была ясна, а вот следует оснащать самолет дистанционным управлением во всех каналах или, вследствие невозможности другого решения, ограничиться только продольным управлением, было неясно. В ОКБ имелся определенный опыт создания систем дистанционного управления: отработка алгоритмов СДУ на ЛЛ «10ОЛДУ», СДУ самолета Т-4, управление интерцепторами самолета Су-24, но, все же, этого было недостаточно. Поэтому, для минимизации технических рисков, приняли решение о применении на Су-27 комбинированной системы управления, с использованием СДУ в продольном управлении и МСУ в путевом и поперечном каналах. Два последних оснащались автоматическими устройствами улучшения динамических характеристик управления — демпферами крена и курса, которые вошли в состав СДУ.
При выборе законов управления в продольном канале рассматривалось два варианта: астатическая (интегральная) и статическая система’46. Выбор был сделан в пользу статического закона, поскольку астатическая система, несмотря на свои преимущества (постоянный расход ручки на единицу перегрузки, ограничение углов атаки и перегрузки в контуре СДУ, наличие автотримми-рования), обладала существенным недостатком — требовала увеличенных значений передаточных чисел по сигналам угловой скорости и перегрузки, что было чревато вероятностью возникновения автоколебаний и требовало повышенных динамических характеристик приводов.

Сложившаяся концепция давала уверенность в успешном проведении работ по оснащению самолета надежной резервированной, отказобезопасной системой дистанционного управления, работающей совместно с механической системой в путевом и поперечном каналах. Разработанную структуру системы управления самолетом утвердил генеральный конструктор ОКБ П.О. Сухой, и она получила положительное заключение ЦАГИ.

Дальнейшие работы по СДУ проводились совместно с головным разработчиком системы — 3-м МПЗ, и были связаны с определением конкретного облика и разработкой ТЗ на отдельные агрегаты и ТЗ на СДУ в целом. Выходные параметры конкретных устройств задавались исходя из обеспечения нормируемых характеристик системы управления. Наиболее критичным для обеспечения устойчивости и заданной степени управляемости самолета являлись характеристики быстродействия, чувствительности и динамической точности рулевых приводов в продольном канале. К примеру, требовалось обеспечить скорость перекладки стабилизатора не менее 33 °/сек. 30 января 1974 года О.С. Самойлович в качестве руководителя темы утвердил ТЗ на СДУ-10, после чего документ был отослан на согласование головному исполнителю на 3-й МПЗ. О.В. Успенский согласовал ТЗ 29 марта, а к осени документ был согласован в руководстве ЦАГИ и ЛИИ.

В развернувшейся работе широко использовался опыт создания систем ручного и автоматического управления предшествующих самолетов ОКБ — Су-15, Су-24 и Т-4. Самолеты Су-15 и Су-24 оснащались традиционными гидромеханическими системами ручного управления с нерезервированными, короткоходовыми, по условиям отказобезопасности, демпферами продольного, поперечного и путевого управления. Новым решением явилось применение на самолете Су-24 гидроприводов консолей стабилизатора КАУ-120. Управление этим приводом в ручном режиме производилось как перемещением входного рычага механической проводки, так и подачей на его вход электрического сигнала от системы демпфирования. При переключении в автоматический режим, использовалось одноканальное электродистанционное управление приводом от САУ. В дальнейшем, такая структура привода стала аналогом в создании резервированного привода стабилизатора для самолета Су-27.

Но, конечно, основным фактором, который с самого начала добавлял «управленцам» уверенности в собственных силах и в правильности выбранного пути, являлся опыт создания в ОКБ электродистанционной системы управления для самолета Т-4. Вполне возможно, что не будь у них за плечами опыта разработки, отработки принципов резервирования и недолгой экспериментальной эксплуатации СДУ на Т-4, никто вообще не взялся бы за подобную работу для Су-27.

На Т-4 четырехкратно резервированная СДУ применялась во всех каналах управления, но исполнительным агрегатом системы являлся не гидропривод, непосредственно перемещающий рулевую поверхность, а резервированный рулевой агрегат, выходным звеном связанный с гидромеханическим приводом. Такая схема не позволяла достичь высоких точностных и динамических характеристик управления, необходимых для маневренного самолета с широким диапазоном режимов полета, каким должен был стать Су-27. Кроме того, что из-за отсутствия достаточного опыта отработки и эксплуатации электродистанционного управления, СДУ на самолете Т-4 во всех каналах резервировалась тросовой механической проводкой, предусмотренной для включения летчиком на случай сбоев в работе или отказе в каналах СДУ. Такая схема была неприемлема для Су-27.

Для Су-27 с самого начала проектирования системы управления приняли решение не применять в продольном канале управления резервно-аварийную механическую проводку, а обеспечить требуемую надежность и отказобезопасность путем многократного резервирования канала с обеспечением работоспособности при возникновении двух последовательных отказов и достижения вероятности потери управления самолетом не более чем 10-7 за час полета. С этой целью вычислительная часть продольного канала и управляющие части приводов консолей стабилизатора четырехкратно резервировались. Вычислитель канала имел три участка контроля, каждый электрогидропривод — два.

На каждом участке контроля производилось сравнение сигналов каждого подканала со средним логическим значением сигналов всех подканалов, которое определялось специальными устройствами — кворум -элементами. При неисправности какого-либо подканала на данном участке он отключался, а число работающих подканалов на остальных участках оставалось прежним. Таким образом, критичными являлись три отказа на одном участке, что значительно уменьшало вероятность полного отказа канала. Отключение отказавшего подканала внутри участка практически не приводило к заметному изменению выходного сигнала этого участка, т.к. до отключения подканала его сигнал, при значительно меньших значениях порога отключения, изолировался кворум-элементом при формировании выходного сигнала.

Основным элементом дистанционного управления являлся двухконтурный четырехканальный электрогид-равлический привод стабилизатора — РПД-1 разработки ПМЗ «Восход», гидромеханическая часть которого состояла из четырехканального гидравлического распределителя (РПД-1-100) и двухкамерного силового гидроцилиндра (РПД-1-500). Большой ход силового штока гидроцилиндра, подключенного непосредственно к рычагу консоли стабилизатора и два электрических контура управления приводом — внутренний, определяющий скорость перемещения штока привода, и внешний — отслеживающий заданное вычислителем положение рулевой поверхности, обеспечивали высокие точностные и динамические характеристики привода даже при очень малых амплитудах входных сигналов -порядка двух угловых минут. Это позволило избежать возникновения в полете автоколебаний даже на предельных значениях статической неустойчивости.

Два канала гидрораспределителя привода подключались к 1 -й гидросистеме самолета, другие два канала

— ко 2-й. Для исключения потери двух каналов распределителя в случае отказа одной из гидросистем, один из его каналов, подключенных к отказавшей гидросистеме, автоматически переключался на исправную, в результате чего терялся только один канал.
Четырехкратное резервирование вычислителей продольного управления и приводов стабилизатора при выбранном мажоритарном способе контроля обеспечили работоспособность управления после двух последовательных отказов на каждом участке контроля канала. И только при третьем отказе система с вероятностью 50% теряла управление. Следует отметить, что выбранные в то время степень резервирования, разбивка канала на участки контроля и принцип мажоритарного контроля полностью себя оправдал, т.к. за всю историю испытаний, опытной и серийной эксплуатации самолетов Т-10 и Су-27 не было ни одной потери самолета, первичной причиной которых являлись бы три отказа в СДУ.

Тем не менее, такая опасность принципиально существовала, а наиболее сложным и ответственным устройством продольного канала являлся вычислитель. Поэтому приняли решение ввести в структуру продольного канала режим «Жесткая связь», включаемый летчиком вручную. В этом случае неисправный вычислитель отключается, а приводы стабилизатора получают сигналы продольного отклонения ручки, коэффициент передачи которых регулируется вручную — т.н. «ручное Кш».

Режим «Жесткая связь», включаемый летчиком при третьем отказе, позволял длительно пилотировать самолет на скоростях, где он статически устойчив, и привести его в район базирования, а при известном навыке и посадить статически нейтральный самолет, каковым он стал в серийном производстве.

При разработке Су-27 впервые на отечественных самолетах была решена проблема бесперебойного электропитания СДУ. С этой целью самолет оборудовали двумя независимыми аварийными шинами постоянного тока напряжением 27В. Каждый резервный подканал СДУ снабжался своим блоком питания, подключенным к обеим аварийным шинам через диодную развязку. При этом, все виды необходимого электропитания подканала, обеспечивающие работу вычислителей, контрольных устройств, сигнализации, индукционных и гироскопических датчиков, вырабатывались в своем блоке питания. Система управления оставалась работоспособна при изменении подводимого к клеммам СДУ напряжения в диапазоне 18…ЗОВ.

Поскольку СДУ — система электродистанционная, большое внимание при проектировании было уделено организации электрических связей между агрегатами системы, распределению электрожгутов подканалов по конструкции самолета, минимизации электромагнитного влияния каналов СДУ друг на друга и взаимовлияния с бортовой аппаратурой. В сигнальных цепях системы применили двухпроводную связь и бифилярную скрутку проводов, а электрожгуты каналов СДУ изолировали друг от друга и от жгутов другой аппаратуры. Такое решение обеспечило работу каналов СДУ без влияния на них внешних электромагнитных помех.

С самого начала решили, что каждый резервный подканал СДУ должен быть автономен по электрозащите, блокам электропитания, датчикам первичной информации, вычислительным средствам, серво- и рулевым приводам. Поскольку все одноименные каналы работают параллельно, сравниваясь между собой в местах контроля, каждый подканал, будучи изолирован от других (например, при отключении электропитания других подканалов) обеспечивал управление самолетом с заданным на систему требованием.

Одной из проблем на начальном этапе работы стало независимое подключение датчиков статического и динамического давления подканалов, по сигналам которых корректируются передаточные числа системы. Решение нашли в том, что датчики динамического давления — ДДД — подключили к камерам полного давления

3-х приемников воздушного давления — ПВД — и одного приемника полного давления — ППД — и к 1 -й и 2-й статикам двух симметрично установленных бортовых ПВД. Датчики же статического (атмосферного) давления -ДАД, для исключения расхождения сигналов датчиков в подканалах, подключили к одной камере статического давления носового ПВД, переключаемой на резервный при его неисправности.

Требуемые характеристики устойчивости и управляемости на статически нейтральном и статически неустойчивом самолете достигаются большими значениями и глубоким регулированием передаточных чисел по сигналам отклонения рычагов управления и сигналам датчиков параметров полета — угловой скорости и перегрузки. Для реализации высоких значений передаточных чисел в контуре управления необходимо иметь достаточные запасы устойчивости. Наиболее критичными сигналами, по условиям устойчивости продольного управления на частотах 1-го тона вертикальных упругих колебаний конструкции самолета, были сигналы датчиков угловой скорости тангажа — ш2. Для решения этой

проблемы — реализации больших коэффициентов усиления сигналов

Оставить комментарий

Можно использовать следующие HTML тэги:
<a href="" title=""> <abbr title=""> <acronym title=""> <b> <blockquote cite=""> <cite> <code> <del datetime=""> <em> <i> <q cite=""> <s> <strike> <strong>