por. dr inż.
wojciech misztal 31 baza lotnictwa taktycznego
ielozadaniowy F-16 to jeden z naj-bardziej rozpowszechnionych sa-molotów bojowych na świecie.
Produkowany w różnych wersjach od połowy lat siedemdziesiątych ubiegłego wieku, łącznie ponad cztery tysiące egzempla-rzy, znalazł się w wyposażeniu przeszło dwu-dziestu państw. W porównaniu z konkurencyj-nymi statkami powietrzkonkurencyj-nymi, oprócz innych zalet, mógł się poszczycić niespotykaną jak na owe czasy innowacją – aktywnym systemem sterowania Fly-by-wire. Ten typ sterowania, wykorzystujący sygnały elektryczne do stero-wania siłownikami poruszającymi płaszczy-znami sterowymi, z pewnymi modyfikacjami z powodzeniem stosuje się także w F-16 pro-dukowanych obecnie.
System sterowania lotem wielozadaniowego F-16 w wersji Block 52+, będącej w wyposa-żeniu polskich sił zbrojnych, zwany cyfrowym systemem sterowania lotem (Digital Flight Control System – DFLCS), odpowiada za ste-rowanie samolotem w trzech płaszczyznach:
W
poprzecznej (pitch), wzdłużnej (roll) orazpio-nowej (yaw) – rys. 1.
elementy systemu
System sterowania lotem (Flight Control) jest złożony z wielu urządzeń połączonych ze sobą.
Ma to na celu wypracowanie sygnałów wejścio-wych i wyjściowejścio-wych służących pilotowi do sprawnego i bezpiecznego poruszania się w przestrzeni. Główne jego elementy to:
– cyfrowy komputer sterowania lotem (Digital Flight Control Computer – DFLCC),
– drążek sterowy (Side Stick Controller), – zintegrowane siłowniki hydrauliczne (Inte-grated Servo Actuators – ISA),
– żyroskopy (Rate Gyro Assemblies),
– przyspieszeniomierz wzdłużny i boczny (Accelerometer Assembly),
– płaszczyzny o zmiennej geometrii znajdują-ce się na krawędziach natarcia skrzydeł (Le-ading Edge Flaps – LEF),
– nadajnik kątów natarcia (Angle of Attack Transmiter – AOA),
NR 1/2013
S Z K O L E n I E I b L
– urządzenie do przetwarzania danych aero-metrycznych (Pneumatic Sensor Assembly – PSA),
– centralny komputer danych aerometrycz-nych (Upgraded Central Air Data Computer – UCADC),
– rejestrator parametrów lotu umieszczony w fotelu (Seat Data Recorder).
System sterowania lotem operuje w dwóch podsystemach – podstawowym (primary) i do-datkowym (secondary). Podsystem podstawowy odpowiada za przemieszczanie statku powietrz-nego względem trzech osi obrotu dzięki wychy-laniu odpowiednich płaszczyzn sterowych.
Podsystem primary obejmuje (rys. 2):
– prawy i lewy stabilizator poziomy (horizon-tal stabilizer), czyli płaszczyzny odpowiedzial-ne za wychylenie względem osi poprzeczodpowiedzial-nej sa-molotu (pitch);
– prawą i lewą lotkę (flaperon1), czyli płasz-czyzny odpowiadające za wychylenie wzglę-dem osi podłużnej samolotu (roll);
– ster kierunku (rudder) – płaszczyznę odpo-wiedzialną za wychylenie względem osi piono-wej (yaw).
Dodatkowy podsystem sterowania (seconda-ry) składa się z: płaszczyzn o zmiennej geome-trii znajdujących się na krawędziach natarcia skrzydeł; lewej i prawej lotki, wykorzystywa-nych jako klapy, oraz hamulców aerodynamicz-nych (speedbreak) – rys. 3. Krawędziami LEF oraz lotkami steruje się automatycznie za po-mocą komputera lotu w celu wypracowania optymalnej siły nośnej dla statku powietrznego.
Hamulcami aerodynamicznymi, służącymi do zmniejszenia prędkości podczas podejścia do lądowania, steruje pilot.
funkcjonowanie elementów systemu
Najistotniejszym elementem w systemie Fli-ght Control jest cyfrowy komputer sterowania lotem – rys. 4. Wszystkie sygnały, komendy
1 płaszczyzny te są wykorzystywane również jako klapy pod-czas wykonywania procedur startu oraz lądowania.
pitch
yaw roll
rys. 1. osie obrotu samolotu f-16 względem środka ciężkości
rys. 3. rozmieszczenie elementów podsystemu secondary
hamulce aerodynamiczne
ruchome krawędzie natarcia skrzydeł
klapy lotki
sterkierunku stabilizatory poziome
rys. 2. rozmieszczenie elementów podsystemu primary
opracowanie własne (3)
oraz dane areometryczne uzyskane z przetwor-ników są przesyłane do niego w celu dalszej analizy oraz wypracowania odpowiednich ko-mend do elementów wykonawczych całego sy-temu. Sygnały z niektórych urządzeń, aby zwiększyć niezawodność systemu, przesyła się czterema różnymi kanałami (gałęziami).
Komputer sterowania lotem ma własny sys-tem diagnozowania. Pamięć nieulotna (nonvo-latile memory – NVM) jest zdolna do zapisy-wania wszystkich niesprawności występujących w diagnozowanych systemach. Zapis rozpoczy-na się z chwilą oderwania się statku powietrz-nego od ziemi i trwa do jego wylądowania.
Kiedy czas lotu przekracza pojemność pa-mięci, dane są nadpisywane na najstarszych z nich. W wypadku pamięci ulotnej (volatile memory – VM) dane są dostępne jedynie w czasie lotu i mogą być odczytywane przez pi-lota bezpośrednio z paneli wielofunkcyjnych (Multifunctional Display – MFD) znajdujących się w centralnej części pulpitu. Dane z systemu diagnostycznego, z pamięci NVM, mogą zostać zgrane przez personel techniczny i poddane szczegółowej analizie w celu wykrycia nie-sprawności systemu.
Aby zwiększyć niezawodność systemu stero-wania lotem, projektanci wyposażyli go w nie-zwykle funkcjonalny system samotestowania (Built-In-Test – BIT). Jego oprogramowanie jest wykorzystywane, aby zapewnić sprawność systemu przed lotem, w czasie jego trwania oraz wykonywania czynności obsługowych przez personel techniczny. Podstawowym za-tem jego celem jest wykrycie i wyeliminowanie potencjalnych uszkodzeń systemu.
Cyfrowy komputer sterowania lotem, jako najważniejszy element systemu Flight Control, wykorzystuje różne wartości parametrów zasi-lania. Mimo że do swojej prawidłowej pracy po-trzebuje jedynie napięcia 28 VAC (prądu prze-miennego) o częstotliwości 800 Hz, do zasila-nia innych agregatów oraz przetworników wykorzystuje również napięcie 26 VDC (prądu stałego) oraz 115 VAC. Podstawowym źródłem zasilania DFLCC są cztery generatory z
ma-gnesami trwałymi (Permanent Magnet Genera- rys. 7. przyspieszeniomierz wzdłużny i boczny rys. 4. najistotniejszy element systemu – cyfrowy komputer sterowania lotem
yaw
roll pitch
rys. 6. zespół żyroskopów do każdej osi obrotu statku powietrznego
rys. 5. zintegrowany siłownik hydrauliczny – isa
opracowanie własne (4)
NR 1/2013
S Z K O L E n I E I b L
tor – PMG) zamontowane na zapasowym gene-ratorze zasilania (StandBy Generator). Każdy z nich zasila osobną „gałąź” cyfrowego kompu-tera sterowania lotem, przez co ryzyko braku zasilania jest minimalne.
Kolejny niezwykle istotny element układu sterowania lotem samolotu F-16 to drążek ste-rowy. Jest on zamocowany z prawej strony kok-pitu, zarówno w przedniej, jak i w tylnej kabi-nie (w wypadku samolotu w wersji D).
Odgrywa on podobną rolę co w klasycznych układach mechaniczno-dźwigniowych, jednak-że nie zastosowano tu linek ani przekładni słu-żących wychylaniu płaszczyzn sterowych. Drą-żek sterowy jest zbudowany z rękojeści, z licznie zamontowanymi tam przełącznikami do sterowania innymi systemami samolotu, oraz przetwornika siły nacisku, który dzięki umieszczonym tam sensorom powoduje prze-słanie sygnałów do cyfrowego komputera ste-rowania lotem (dane o pochyleniu oraz prze-chyleniu – pitch i roll).
Aby podnieść niezawodność, każdy z sygna-łów jest przesyłany osobną „gałęzią” systemu (A, B, C i D). Odczucie wychyleń drążka jest realizowane przez system sprężyn i przekładni znajdujących się wewnątrz przetwornika. Siła nacisku przyłożona do sticka jest proporcjonal-na do wychyleń płaszczyzn sterowych.
Przyłożenie siły do drążka sterowego powo-duje przesłanie sygnałów elektrycznych do cy-frowego komputera sterowania lotem, który po ich odpowiednim przeanalizowaniu wypraco-wuje sygnał elektryczny i przesyła go do odpo-wiednich elementów wykonawczych systemu Flight Control. Elementami tymi są zintegrowa-ne siłowniki hydrauliczzintegrowa-ne (rys. 5). Pięć takich urządzeń zainstalowano w bezpośrednim są-siedztwie płaszczyzn sterowych: dwa przy sta-bilizatorach poziomych, dwa przy lotkach i je-den przy sterze kierunku.
Zintegrowane siłowniki hydrauliczne są zasi-lane z dwóch różnych systemów hydraulicz-nych (A i B) znajdujących się w statku po-wietrznym. Siłowniki wyposażono w wiele urządzeń diagnostycznych, zarówno na linii sy-gnałów otrzymywanych z cyfrowego kompute-rys. 8. zespół napędu ruchomych krawędzi
natarcia skrzydeł
rys. 9. urządzenie do przetwarzania danych aerometrycznych
rys. 10. centralny komputer danych
aerometrycznych opra
cowanie własne (3)
ra sterowania lotem (w poszczególnych zdublo-wanych układach), jak i z zasilania systemu hy-draulicznego. Wszystkie te elementy służą podniesieniu poziomu bezpieczeństwa w wy-padku wystąpienia awarii układu sterowania lub hydraulicznego. Zintegrowany siłownik hy-drauliczny w razie wystąpienia nieprawidłowo-ści potrafi pracować w różnych trybach i uzu-pełniać uszkodzone elementy siłownika dzięki układom serwomechanizmów oraz skompliko-wanym układom logicznym.
zwiększyć manewrowość
Bardzo istotnymi urządzeniami systemu są żyroskopy (rys. 6). Trzy zespoły żyroskopów (każdy dla jednej osi obrotu: pitch, roll i yaw) wbudowano w środkowej części samolotu, jak najbliżej jego środka ciężkości. Są identycz-ne, jednak ze względu na swoje wzajemne po-łożenie każdy z nich wysyła sygnały o ruchu względem swojej osi obrotu. Każdy z zespo-łów żyroskopów, w celu maksymalizacji nie-zawodnego działania, składa się z czterech niezależnych żyroskopów. Komputer sterowa-nia wykorzystuje otrzymane sygnały do bez-piecznej i sprawnej zmiany położenia statku powietrznego.
Przyspieszeniomierz wzdłużny i boczny (rys. 7), podobnie jak żyroskopy, dostarcza da-ne do systemu sterowania lotem w celu monito-rowania przyspieszeń na jakie jest narażony statek powietrzny. Składa się z ośmiu zabudo-wanych na jednej podstawie czujników przeka-zujących dane do czterech niezależnych „gałę-zi” systemu. Cztery z nich przekazują informa-cję o przyspieszeniach bocznych (latteral), kolejne cztery o przyspieszeniach wzdłużnych statku powietrznego.
Następnym układem służącym poprawie właściwości manewrowych F-16 jest system płaszczyzn o zmiennej geometrii, który znaj-duje się na krawędziach natarcia skrzydeł.
Składa się on z: ruchomych krawędzi znajdu-jących się w przednich częściach skrzydeł;
systemu ich napędu (jednostką odpowiedzial-ną za ich wychylanie jest power driver unit – PDU – rys. 8) oraz zestawu hamulców
(assy-metry break) do blokowania krawędzi w razie ich wychylania o różne wartości względem siebie. LEF działa w zakresie wychylenia od 2° do góry do 25° w dół.
Sterowanie krawędziami natarcia odbywa się w sposób automatyczny za pomocą komend wypracowanych i otrzymywanych z cyfrowego komputera sterowania lotem. Jedynie w sytuacji nieprawidłowego działania (tzn. prawa i lewa krawędź odchylają się nieproporcjonalnie względem siebie) pilot ma możliwość ingeren-cji w układ LEF. Ze względu na możliwość
utraty sterowności może on zablokować układ z kokpitu przełącznikiem LEF Lock, który za-trzymuje wychylanie krawędzi i odcina możli-wość sterowania ich z komputera lotu.
Elementami, które bezpośrednio współpracu-ją z układem LEF, są nadajniki kątów natarcia.
Kąt natarcia, czyli kąt między napływającymi strugami powietrza a osią podłużną samolotu, jest mierzony za pośrednictwem dwóch nadaj-ników znajdujących się w przedniej części ka-dłuba, po obu jego stronach.
Obrotowy stożek, ogrzewany elektrycznie w celu eliminacji oblodzenia, jest połączony
aby zwiększyć niezawodność systemu sterowania lo-tem, projektanci wyposażyli go w niezwykle funkcjonalny system samotestowania (built-in-test – bit). jego opro-gramowanie jest wykorzystywane, aby zapewnić spraw-ność systemu przed lotem, w czasie jego trwania oraz wy-konywania czynności obsługowych przez personel techniczny. podstawowym zatem jego celem jest wykry-cie i wyeliminowanie potencjalnych uszkodzeń systemu.
Samotestowanie
NR 1/2013
S Z K O L E n I E I b L
bezpośrednio z przetwornikiem elektrycznym, który za pomocą sygnałów elektrycznych wy-syła dane do cyfrowego komputera sterowania lotem. Na podstawie danych o aktualnym kącie natarcia (wypracowanych przez prawy i lewy nadajnik kąta natarcia oraz danych z centrali areometrycznych) system sterowania lotem przekazuje komendy do jednostki wykonaw-czej o konieczności przemieszczenia krawędzi natarcia skrzydeł o odpowiedni kąt.
Na każdym ze współczesnych samolotów, zarówno cywilnych, jak i bojowych, są zainsta-lowane odbiorniki aerometryczne do odczytów różnych parametrów (ciśnienia, temperatury itd.). W F-16 system ten (na podstawie danych otrzymanych z pitot-static probe, air data probe i total temperature probe) pozwala uzy-skać wiele informa-cji do wyznaczania:
prędkości, liczby Macha, prędkości pionowej, wysokości ciśnieniowej, kąta natarcia, uślizgu bocznego oraz ci-śnień statycznych, dynamicznych i cał-kowitych. Dane te za pośrednictwem przewodów pneumatycznych są dostarczane do urządzenia do przetwarzania danych aerometrycznych (rys. 9). Zawiera ono osiem przetworników, które zamieniają ciśnie-nia otrzymane z odbiorników ciśnień w sygna-ły elektryczne. Po przetransformowaniu są przesyłane do cyfrowego komputera sterowa-nia lotów do dalszej analizy.
Urządzenie, które łączy ze sobą system da-nych areometryczda-nych (Air Data) oraz pozo-stałe systemy F-16, to centralny komputer da-nych aerometryczda-nych (rys. 10). Blok ten, przetwarzając wiele danych wejściowych, na przykład ciśnień statycznych i dynamicznych, analogowych i cyfrowych sygnałów dyskret-nych z indyskret-nych systemów, po analizie i prze-tworzeniu przesyła sygnały wyjściowe do in-strumentów nawigacyjnych, systemu
sterowa-nia lotem i silnikiem, systemów awionicznych i innych.
Ostatnim, równie ważnym elementem syste-mu sterowania lotem samolotu F-16, jest reje-strator parametrów lotu umieszczony w fotelu.
Urządzenie to, zamontowane z lewej strony fo-tela (podczas katapultowania pozostaje z fote-lem), zawiera zestawy kości pamięci, na któ-rych są zapisywane te same informacje co w pamięci nieulotnej oraz: czas, jaki upłynął od startu samolotu; dane uszkodzeń systemu sterowania lotem; dane dotyczące wychyleń płaszczyzn sterowych oraz prędkości, wysoko-ści i kursu statku powietrznego.
Informacje są zapisywane od chwili oderwa-nia się od ziemi i w czasie lotu aż do lądowa-nia. W wypadku lotu przekraczającego możli-wości zapisu rejestratora jego parametrów są one nadpisywane na najstarszych danych znaj-dujących się w pamięci.
na rzecz manewrowości
Zastosowanie systemu sterowania lotem Fly-by-wire pozwoliło zoptymalizować układ aerodynamiczny samolotu oraz jego funkcjo-nowanie podczas lotu, co istotnie zwiększyło jego manewrowość. Skomplikowane algoryt-my oraz pewnego rodzaju ograniczenia wpro-wadzone do systemu sterowania samolotem zmniejszyły jego podatność na ewentualne błędy pilotażowe. Dzięki nim pilot może wię-cej uwagi poświęcić wykonywaniu zadania bojowego.
System sterowania lotem samolotu F-16 jest bardzo złożony i skomplikowany. W artykule przedstawiono jedynie jego podstawowe ele-menty. Bardzo ogólnie ukazano także zasadę działania poszczególnych układów.
sterowanie krawędziami natarcia odbywa się w ssób automatyczny za po-mocą komend wypracowa-nych i otrzymywawypracowa-nych z cyfrowego komputera sterowania lotem.
autor jest doktorem nauk technicznych, absolwentem politechniki poznańskiej, spr wso im. t. kościuszki i akademii ekonomicznej. służył w 31 bazie lotnictwa taktycznego jako specjalista w sekcji urządzeń treningowych samolotu f-16, był młodszym inżynierem w kluczu eksploatacji osprzętu. obecnie jest kierownikiem warsztatu obsługi i naprawy osprzętu w eskadrze technicznej.