Авиация и космонавтика 2013 12

Су-27 История создания

Создание системы управления Су-27 заслуживает отдельного большого рассказа. В рамках данной статьи 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 и 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 бы 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 было 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 1973 г. На этом этапе требовалось найти ответ на главный вопрос — каковы должны быть параметры системы управления в продольном канале? Начались консультации с аэродинамиками. Параллельно, в 8 отделе ОКБ выполнялись эксперименты с полунатурным 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 рассматривались два варианта: астатическая (интегральная) и статическая система. 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 автотриммирования), 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.

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.

Схема канала поперечного управления

Схема канала путевого управления

Т-4

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. Вот только 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, из-за отсутствия достаточного опыта отработки и эксплуатации электродистанционного управления, СДУ на самолете Т-4 во всех каналах резервироваласьтросовой механической проводкой, предусмотренной для включения летчиком на случай сбоев в работе или отказе в каналах СДУ. Для Су-27 такая схема была неприемлема.

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 107 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 электрогидравлический привод стабилизатора — РПД-1 разработки ПМЗ «Восход». 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.

Четырехкратное резервирование вычислителей продольного управления и приводов стабилизатора 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 контроля полностью себя оправдали, 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.

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 18–30 В.

Стенд системы управления

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.

Несколько слов о поперечном и путевом каналах…

Проводка механической системы управления элеронами осуществлялась от ручки управления в кабине самолета при помощи тяг и качалок. Демпфирование поперечного управления первоначально предполагалось производить одним элероном, подключив к проводке управления элероном одноканапьную электрогидравлическую рулевую машину типа РМ-130, т. е. аналогично тому, как ранее это было осуществлено на предшествующих самолетах ОКБ — Су-15 и Су-17. Но затем, с целью экономии массы и повышения надежности и отказобезопасности системы, эта функция была передана дифференциально отклоняемым, по сигналам угловой скорости крена, консолям стабилизатора.

Механическая система управления от педалей также с помощью тяг и качалок выводилась в кили, к механизмам распределения рулей направления. В путевом канале к проводке управления до ее разветвления подключался трехканальный, разработанный специально для Су-27, электрогидравлический привод ПМ-15.

Поскольку привод был резервирован и оставался работоспособен после одного отказа, стало возможным расширить ход рулей направления от автоматики до половины диапазона их отклонения, что было необходимо для обеспечения устойчивости путевого управления на скоростях полета с числом М>1,5 и координации поперечного и путевого управления на больших углах атаки.

Итак, на первых опытных самолетах Су-27 типа Т10-1, в состав СДУ входили:

— 4-канальный вычислитель продольного управления;

— 4-кратно резервированные приводы консолей стабилизатора;

— 3-кратно резервированные автоматы улучшения поперечной и путевой устойчивости и управляемости — демпферы крена и курса.

Кроме СДУ в состав системы управления входила механическая система управления элеронами и рулями направления. Отработка алгоритмов СДУ проводилась на стендах полунатурного моделирования. Для испытаний системы управления Су-27 в 1976 г. в ОКБ построили стенд системы управления. В 1977 г. на нем были успешно завершен 1-й этап заводских испытаний, что позволило дать положительное заключение на начало испытаний опытного самолета Т10-1.

Первый опытный образец аппаратуры был собран в 1976 г. Летный комплект аппаратуры был поставлен ОКБ П.О. Сухого в ноябре 1976 г.

Что касается системы автоматического управления САУ-10, то она структурно входила в состав пилотажно-навигационного комплекса в качестве системы, предназначенной для обеспечения автоматического, полуавтоматического (директорного) и комбинированного управления самолетом путем формирования соответствующих сигналов управления для СДУ (при автоматическом управлении) или директорных приборов (при полуавтоматическом управлении). Для этого САУ должна была решать практически все известные на тот момент задачи автоматического и директорного управления, начиная от реализации простейших режимов автоматической стабилизации угловых положений, скорости или высоты полета и приведения к горизонту, и кончая режимами ближнего и дальнего наведения по сигналам СУВ или наземных систем, обеспечения маршрутных полетов по сигналам ПНК, возврата на аэродром вылета и захода на посадку.

При проектировании САУ был выполнен большой объем работ по математическому и полунатурному моделированию алгоритмов ее работы на моделирующих аналоговых вычислительных машинах (АВМ) и стендах в ОКБ П.О. Сухого, 3-го МПЗ и НИИАС. Впервые в практике работ ОКБ П.О. Сухого, в составе САУ был использован цифровой вычислитель траекторного управления. Еще одним интересным новшеством являлось решение производить управление самолетом в автоматических режимах (при работе САУ) через систему дистанционного управления. В этом совместном управлении СДУ обеспечивала требуемые характеристики устойчивости и управляемости во всех каналах, а САУ выполняла автоматическое управление, освобождая летчика от управления самолетом для решения других задач.

Научное сопровождение разработки системы управления Су-27 проводило 15 отделение ЦАГИ. Именно на пилотажном стенде в ЦАГИ проводились тренировки летчиков перед выполнением самостоятельного вылета на Су-27. Работы по аэроупругой устойчивости самолета с системой управления выполнялись 19-м отделением ЦАГИ.

Отработка алгоритмов СДУ в летном эксперименте осуществлялась в ЛИИ им. Громова. Для испытаний использовалась ЛЛ 10ОЛДУ, ранее работавшая по сходной программе — для отработки СДУ, предназначенной для самолета Т-4 («100»). В1976 г. этот самолет был «реанимирован». В продольном канале на нем установили макетный образец СДУ. Дистанционное управление осуществлялось от ручки управления передней кабины, при этом была полностью сохранена штатная МСУ второй кабины. После доработок самолет получил обозначение Л01 -10. Испытания начались в конце 1976 г., к весне 1977 г. был завершен первый этап работ, в ходе которого летчики Э.А. Лебединский, П.Г. Левушкин и П.Ф. Кочетков выполнили на самолете 14 полетов по программе определения оптимальных значений передаточных чисел СДУ. В последующие два года по программе отработки алгоритмов СДУ и оценки характеристик системы управления на самолете летал почти весь летный состав ЛИИ: летчики-испытатели И.П. Волк, А.С. Левченко, В.И. Лойчиков, А.А. Муравьев, В.В. Назарян, РА. Станкявичус и др.

Летающая лаборатория Л01 -10 (100ЛДУ) на базе Су-7У

В НИИАС проводилось полунатурное моделирование САУ. На первых опытных самолетах Су-27 САУ-10 не устанавливалась. Первый летный комплект аппаратуры был изготовлен в 1980 г., летные испытания САУ проводились в ЛИИ. Для этого использовался один из опытных самолетов установочной партии Су-27 — Т-10 № 03–03, получивший обозначение Т10-9. Перед установкой на самолете опытный комплект САУ в 1980 г. прошел в ЛИИ отработку на стенде полунатурного моделирования. После установки на самолете, в июле 1981 г. Т10-9 был передан в ЛИИ. Испытания САУ проводились в рамках этапа «А» ГСИ для выдачи т. н. «предварительного заключения». В период с июля 1981 г. по июнь 1982 г. на Т10-9 по этой программе было выполнено в общей сложности 59 полетов с целью определения характеристик САУ-10, что существенно снизило нагрузку на летный и инженерный состав ОКБ П.О. Сухого, и позволило в срок завершить 1-й этап государственных испытаний самолета.

На начальном этапе испытаний одним из основных являлся вопрос обеспечения надежности системы дистанционного управления, поэтому программа «Оценка надежности СДУ» на первом опытном самолете Т10-1 была выделена в отдельный блок. Испытания стойкости СДУ к воздействию на самолет молнии, радиополей связных и локационных станций, а также электромагнитных импульсов, проводились на стенде с натурным комплектом СДУ и на самолете Т10-1 на базе филиала ЛИИ «Багерово».

Статья подготовлена по материалам книги П. Плунского, В. Антонова, В. Зенкина, Н. Гордюкова и И. Бедретдинова «Истребитель Су-27. Начало истории».