Przeglad WLOP - Samolot F-16CD-System sterowania samolotem [Lotnictwo].pdf - Przegląd WLiOP - damiano031

Płk w st. sp. pil. dr inż. Antoni Milkiewicz

Samolot F-16C/D

System sterowania samolotem

większej dotychczas manewrowości

naddźwiękowego samolotu było przemiesz-

czenie jego środka ciężkości (ś. c.) poza ogni-

sko aerodynamiczne. Dzięki temu uzyskano

zmniejszenie zapasu statycznej stateczności

podłużnej przy naddźwiękowych prędko-

ściach, co zasadniczo przyczyniło się do

zwiększenia sterowności samolotu 1 .

Przesunięcie środka ciężkości ku krawędzi

spływu poza ognisko aerodynamiczne spo-

wodowało, że samolot F-16 stał się niestatecz-

ny podłużnie przy prędkościach poddźwięko-

wych. Aby zatem pilotowanie samolotu było

możliwe bez angażowania całej uwagi pilota,

konieczne stało się zastosowanie systemu ste-

rowania samolotem – SSS (flight control sys-

tem – FLCS) z wykorzystaniem układu elek-

trycznego przekazywania komend sterowni-

czych (fly by wire – FBW). Elektryczny układ

sterowania, przez który przechodzą komendy

do komputera sterowania samolotem – KSS

(flight control computer – FLCC), i dalej do

elementów wykonawczych, umożliwił nadto

nałożenie pewnych ograniczeń sterowniczych,

zabezpieczających przed wprowadzeniem sa-

molotu w zakres niebezpiecznych warunków

lotu, co jest istotne zwłaszcza dla samolotu

supermanewrowego.

Manewrowość samolotu

Manewrowością można nazwać najkrócej

zdolność samolotu do zmiany wektora pręd-

kości w jednostce czasu (rys. 1).

Na rys. 1 przedstawiono pole figury opisa-

nej cyframi: 1, 2, 3, 4, obrazujące manewro-

wość samolotu. Im większe jest to pole, tym

Rys. 1. Graficzne przedsta-

wienie manewrowości samo-

lotu

1 A. Milkiewicz: F-16C/D. Wielozadaniowy myśliwiec taktyczny . „Przegląd WLOP” 2002, nr 11, s. 44.

GRUDZIEŃ 2003

K onsekwencją dążenia do uzyskania naj-

i prędkość osiągnie wartość AC. Zmniejsze-

nie ciągu do minimalnego spowoduje zmniej-

szenie prędkości samolotu do wartości AF.

Między punktami G, C, E samolot może wy-

konywać zakręt z przyspieszeniem dodatnim,

w punktach G i E samolot może wykonywać

zakręt ustalony z prędkością AB. Między

punktami 1, G i E, 2, pomimo P maks. , prędkość

samolotu zmniejsza się ( P maks. < P x ). Między

punktami 1, 4 i 2, 3 może być wykonywany

nieustalony zakręt przy dopuszczalnej warto-

ści kąta natarcia (

∆

tów wykonawczych, informacji ostrzegają-

cych i innych informacji związanych z lotem.

Dane wejściowe, wchodzące do KSS, moż-

na ująć w grupach danych dotyczących dzia-

łania pilota, warunków lotu i dynamiki samo-

lotu. Na wejściu znajdują się również dane

o zasilaniu SSS. KSS współpracuje ponadto

z komputerem sterowania ogniem (fire con-

trol computer – FCC), modułowym kompute-

rem misji (modular mission computer –

MMC), listą uszkodzeń przeznaczoną dla pi-

lota (pilot fault list – PFL), listą uszkodzeń

przeznaczoną dla obsługi (maintenance fault

list – MFL) oraz z bezwładnościowym syste-

mem nawigacyjnym (inertial navigation sys-

tem – INS).

Pilot sterujący samolotem powinien wie-

dzieć, jaka jest pozytywna rola ograniczeń

nałożonych na parametry lotu i w jakim stop-

niu te ograniczenia zmniejszają manewrowość

samolotu.

Ponieważ głównym wymogiem stawianym

tej konstrukcji było uzyskanie właściwości

umożliwiających pilotowi skierowanie całej

uwagi podczas walki na przeciwnika, wpro-

wadzono ograniczenia, które pozwoliły pilo-

towi przykładać do organów sterowania (drą-

żek, pedały) maksymalną siłę, bez obawy

o przekroczenie granicznych parametrów lotu.

Przekroczenie wartości granicznych powodo-

wałoby wystąpienie groźnych stanów lotu,

także korkociągu. Wprowadzenie ograniczeń

umożliwiło zmaksymalizowanie bojowej efek-

tywności, a także zwiększenie bezpieczeństwa

lotu (rys. 3).

Oczywiście każde wprowadzone ogranicze-

nie nie pozwala finezyjnie wykorzystywać

wszystkich walorów samolotu. Przypatrzmy

się ograniczeniu kąta natarcia związanego

z przeciążeniem normalnym, a pośrednio

z prędkością samolotu [bo n z = P z / Q , gdzie

P z ( V )] – rys. 4.

Jak widać na wykresie, do wartości kąta

natarcia 15° dopuszczalne przeciążenie nor-

malne wynosi 9 (w literaturze amerykańskiej

dop. ) z różnym ciągiem sil-

nika, a między punktami 3, F i 4, F może być

wykonywany przez chwilę nieustalony zakręt

przy P min. . Wykres na rys. 1 może odzwiercie-

dlać możliwości samolotu F-16 ze względu

na ograniczenia wielkości kąta natarcia.

Dla określenia supermanewrowości stoso-

wana jest również inna definicja 2 : samolot

supermanewrowy to taki, który może opero-

wać w dłuższym czasie (kilku sekund) na po-

zakrytycznych kątach natarcia, kiedy prędko-

ści kątowe wokół osi poprzecznej osiągają

wartości rzędu kilkudziesięciu stopni na se-

kundę. Samolot supermanewrowy powinien

być sterowny na wszystkich kątach natarcia.

Samolot F-16 ma cechy samolotu superma-

newrowego, jednak nałożone ograniczenia

dotyczące kąta natarcia i normalnego przecią-

żenia zmniejszają jego walory. Ograniczenia

te sprawiają jednak, że samolot jest bardziej

bezpieczny podczas energicznego manewro-

wania.

System sterowania samolotem

Ideowy schemat systemu sterowania samo-

lotem przedstawiony jest na rys. 2. W skład

systemu wchodzą bloki danych wchodzących

(wejściowych) do komputera sterowania sa-

molotem (KSS) oraz wychodzących (wyjścio-

wych) z KSS w postaci komend do elemen-

2 Z. Goraj: Dynamika i aerodynamika samolotów ma-

newrowych z elementami obliczeń . ILot. 2001.

Przegląd WLOP

większa jest manewrowość samolotu. Sens

fizyczny tego wykresu jest następujący: w lo-

cie prostoliniowym wektor AB wyraża pręd-

kość samolotu; jeżeli w takim locie zwiększy-

my ciąg silnika do wartości maksymalnej

( P maks. ) – nastąpi przyrost prędkości o

Rys. 2. Ideowy schemat systemu sterowania samolotem

Rys. 3. Uwarunkowania dużej

bojowej efektywności

przeciążenie określane jest wielokrotno-

ścią przyspieszenia ziemskiego g : np.

dług kategorii I. Podwieszenia zewnętrzne, ob-

ciążenie według kategorii III zmniejszają n z dop. .

Ograniczony został również kąt wychyle-

nia steru kierunku przy nadmiernym wciśnię-

ciu pedału z uwzględnieniem komend gene-

rowanych przez pedały, kąta natarcia, pręd-

kości przechylenia i pozycji wyłącznika

uwzględniającego niesymetryczne obciążenie

samolotu podwieszeniami zewnętrznymi.

Z ograniczeniem kąta wychylenia steru kierun-

przyspiesz

enie

liniowe

lub dla lotu krzywoli-

n ). Zmniej-

szenie n z dop. do wartości 1 następuje, gdy kąt

natarcia wynosi około 25°. Taki program n z

(

przyspiesz

enie

„odśrodkowe”

odśrodkowe

) gwarantuje nieprzekroczenie krytycznego

kąta natarcia podczas gwałtownego sterowania

samolotem. Oczywiście program przedstawio-

ny na rys. 4 dotyczy samolotu obciążonego we-

Rys. 4. Zależność n z (

)

Przegląd WLOP

niowego

ku wiąże się zależność jednoczesnych wychy-

leń lotek i steru kierunku (aileron-rudder in-

terconnect – ARI), która gwarantuje statecz-

ność samolotu.

Ograniczona została prędkość odchylenia

na dużych kątach natarcia. Kiedy kąt natarcia

przekroczy 35°, ogranicznik prędkości odchy-

lenia pozbawia pilota możliwości wygenero-

wania komend do przechylenia i odchylenia

oraz powoduje wychylenie lotek i steru kie-

runku w celu przeciwdziałania zaistniałej

prędkości odchylenia. W ten sposób zapobie-

ga się wystąpieniu korkociągu. Ogranicznik

prędkości odchylenia nie zabezpiecza jednak

przed ślizgiem w normalnym locie (

= 5° …

25°).

Ograniczenie prędkości przechylenia pole-

ga na redukowaniu, przez ogranicznik pręd-

Rys. 5. Kabina samolotu F-16C

GRUDZIEŃ 2003

Przeglad WLOP - Samolot F-16CD-System sterowania samolotem [Lotnictwo].pdf

Plik z chomika:

Inne pliki z tego folderu:

Inne foldery tego chomika: