72 GRUDZIEŃ 2003

Konsekwencją dążenia do uzyskania naj-większej dotychczas manewrowości

naddźwiękowego samolotu było przemiesz-czenie jego środka ciężkości (ś. c.) poza ogni-sko aerodynamiczne. Dzięki temu uzyskanozmniejszenie zapasu statycznej statecznościpodłużnej przy naddźwiękowych prędko-ściach, co zasadniczo przyczyniło się dozwiększenia sterowności samolotu1.

Przesunięcie środka ciężkości ku krawędzispływu poza ognisko aerodynamiczne spo-wodowało, że samolot F-16 stał się niestatecz-ny podłużnie przy prędkościach poddźwięko-wych. Aby zatem pilotowanie samolotu byłomożliwe 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 układsterowania, przez który przechodzą komendydo komputera sterowania samolotem – KSS(flight control computer – FLCC), i dalej doelementów wykonawczych, umożliwił nadtonałożenie pewnych ograniczeń sterowniczych,zabezpieczających przed wprowadzeniem sa-molotu w zakres niebezpiecznych warunkówlotu, co jest istotne zwłaszcza dla samolotusupermanewrowego.

Manewrowość samolotu

Manewrowością można nazwać najkrócejzdolność 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

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

Samolot F-16C/DSystem sterowania samolotem

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

Rys. 1. Graficzne przedsta-wienie manewrowości samo-lotu

B

73Przegląd WLOP

większa jest manewrowość samolotu. Sensfizyczny 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(Pmaks.) – nastąpi przyrost prędkości o ∆Vi 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 wykonywaćzakręt ustalony z prędkością AB. Międzypunktami 1, G i E, 2, pomimo Pmaks., prędkośćsamolotu zmniejsza się (Pmaks. < Px). Międzypunktami 1, 4 i 2, 3 może być wykonywanynieustalony zakręt przy dopuszczalnej warto-ści kąta natarcia (αdop.) z różnym ciągiem sil-nika, a między punktami 3, F i 4, F może byćwykonywany przez chwilę nieustalony zakrętprzy Pmin.. Wykres na rys. 1 może odzwiercie-dlać możliwości samolotu F-16 ze względuna ograniczenia wielkości kąta natarcia.

Dla określenia supermanewrowości stoso-wana jest również inna definicja2: samolotsupermanewrowy to taki, który może opero-wać w dłuższym czasie (kilku sekund) na po-zakrytycznych kątach natarcia, kiedy prędko-ści kątowe wokół osi poprzecznej osiągająwartości rzędu kilkudziesięciu stopni na se-kundę. Samolot supermanewrowy powinienbyć sterowny na wszystkich kątach natarcia.

Samolot F-16 ma cechy samolotu superma-newrowego, jednak nałożone ograniczeniadotyczące kąta natarcia i normalnego przecią-żenia zmniejszają jego walory. Ograniczeniate sprawiają jednak, że samolot jest bardziejbezpieczny podczas energicznego manewro-wania.

System sterowania samolotem

Ideowy schemat systemu sterowania samo-lotem przedstawiony jest na rys. 2. W składsystemu wchodzą bloki danych wchodzących(wejściowych) do komputera sterowania sa-molotem (KSS) oraz wychodzących (wyjścio-wych) z KSS w postaci komend do elemen-

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 daneo zasilaniu SSS. KSS współpracuje ponadtoz 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 uszkodzeńprzeznaczoną dla obsługi (maintenance faultlist – MFL) oraz z bezwładnościowym syste-mem nawigacyjnym (inertial navigation sys-tem – INS).

Pilot sterujący samolotem powinien wie-dzieć, jaka jest pozytywna rola ograniczeńnałożonych na parametry lotu i w jakim stop-niu te ograniczenia zmniejszają manewrowośćsamolotu.

Ponieważ głównym wymogiem stawianymtej konstrukcji było uzyskanie właściwościumożliwiających pilotowi skierowanie całejuwagi podczas walki na przeciwnika, wpro-wadzono ograniczenia, które pozwoliły pilo-towi przykładać do organów sterowania (drą-żek, pedały) maksymalną siłę, bez obawyo przekroczenie granicznych parametrów lotu.Przekroczenie wartości granicznych powodo-wałoby wystąpienie groźnych stanów lotu,także korkociągu. Wprowadzenie ograniczeńumożliwiło zmaksymalizowanie bojowej efek-tywności, a także zwiększenie bezpieczeństwalotu (rys. 3).

Oczywiście każde wprowadzone ogranicze-nie nie pozwala finezyjnie wykorzystywaćwszystkich walorów samolotu. Przypatrzmysię ograniczeniu kąta natarcia związanegoz przeciążeniem normalnym, a pośrednioz prędkością samolotu [bo nz = Pz / Q, gdziePz(V)] – rys. 4.

Jak widać na wykresie, do wartości kątanatarcia 15° dopuszczalne przeciążenie nor-malne wynosi 9 (w literaturze amerykańskiej

2 Z. Goraj: Dynamika i aerodynamika samolotów ma-newrowych z elementami obliczeń. ILot. 2001.

74 GRUDZIEŃ 2003

Rys

. 2. I

deow

y sc

hem

at s

yste

mu

ster

owan

ia s

amol

otem

75Przegląd WLOP

przeciążenie określane jest wielokrotno-ścią przyspieszenia ziemskiego g: np.

glinioweenieprzyspiesz

xn = lub dla lotu krzywoli-niowego

g"odśrodkowe" enieprzyspiesz=zn ). Zmniej-

szenie nz dop. do wartości 1 następuje, gdy kątnatarcia wynosi około 25°. Taki program nz

(α) gwarantuje nieprzekroczenie krytycznegokąta natarcia podczas gwałtownego sterowaniasamolotem. Oczywiście program przedstawio-ny na rys. 4 dotyczy samolotu obciążonego we-

dług kategorii I. Podwieszenia zewnętrzne, ob-ciążenie według kategorii III zmniejszają nz 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 wyłącznikauwzględniającego niesymetryczne obciążeniesamolotu podwieszeniami zewnętrznymi.Z ograniczeniem kąta wychylenia steru kierun-

Rys. 3. Uwarunkowania dużejbojowej efektywności

Rys. 4. Zależność nz (α)

„odśrodkowe”

76 GRUDZIEŃ 2003

ku wiąże się zależność jednoczesnych wychy-leń lotek i steru kierunku (aileron-rudder in-terconnect – ARI), która gwarantuje statecz-ność samolotu.

Ograniczona została prędkość odchyleniana dużych kątach natarcia. Kiedy kąt natarciaprzekroczy 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 zaistniałejprędkości odchylenia. W ten sposób zapobie-ga się wystąpieniu korkociągu. Ogranicznikprędkości odchylenia nie zabezpiecza jednakprzed ślizgiem w normalnym locie (α = 5° …25°).

Ograniczenie prędkości przechylenia pole-ga na redukowaniu, przez ogranicznik pręd-

Rys. 5. Kabina samolotu F-16C

77Przegląd WLOP

kości przechylenia, możliwej do osiągnięciaprędkości przechylenia w celu uniknięcianiebezpiecznego stanu lotu. Redukcja ta na-stępuje wtedy, kiedy prędkość samolotu ma-leje, zwiększa się kąt natarcia lub powiększasię wychylenie statecznika poziomego krawę-dzią natarcia w dół. Podczas startu i lądowa-nia również następuje ograniczenie prędko-ści przechylenia, lecz ma określoną wartość –niezależną od kąta natarcia, prędkości samo-lotu i pozycji statecznika poziomego.

Na rys. 5 przedstawiono elementy sterowa-nia samolotem i kontrolowania lotu przez pi-lota, znajdujące się w kabinie samolotu F-16C.

Do elementów bezpośredniego sterowaniasamolotem zalicza się: drążek (stick), dźwi-gnię sterowania silnikiem (trottle), pedały (pe-dals) i wyłącznik hamulców aerodynamicz-nych (speedbrake switch) umieszczony nadźwigni sterowania silnikiem. Dodatkowymelementem sterowania jest wyłącznik ręczne-go sterowania pochyleniem (manual pitchoverride switch – MPO). Elementami stero-wania konfiguracją samolotu są: dźwigniachowania i wypuszczania podwozia (landinggear handle), uchwyt awaryjnego wypuszcza-nia podwozia (alert gear handle – ALT GEAR)oraz wyłączniki umożliwiające ręczne wychy-lenie klap krawędzi natarcia i spływu. Należyprzypomnieć, iż klapy krawędzi natarcia wy-chylają się automatycznie w zależności odwartości Ma, kąta natarcia i wysokości lotu,natomiast wychylenie klap krawędzi spływuzależy od położenia dźwigni chowania i wy-puszczania podwozia, wartości prędkości i Maoraz od położenia wyłącznika awaryjnegowychylania klap – ALT FLAPS.

Drążek jest urządzeniem, którego działanieopiera się na czujnikach siły i przetwornikach.Drążek wychyla się względem obu osi – po-chylenia i przechylenia – o wartość około3,1 mm (1/4 cala). Wygenerowanie komend

powodujących maksymalne wychylenie sta-tecznika poziomego na wznoszenie wymagaprzyłożenia siły 11,5 kG (25 funtów), na zni-żanie – 7,2 kG (16 funtów). Komendy mak-symalnego przechylenia samolotu w lewoi w prawo wytwarzane są po przyłożeniu siły7,7 kG (17 funtów) – podczas lotu i 5,4 kG(12 funtów) – podczas startu i lądowania. Uży-wanie wyłączników i przycisków znajdują-cych się na drążku może spowodować mimo-wolne wygenerowanie komend sterowania.

Działanie pedałów, podobnie jak drążka,opiera się na funkcjonowaniu czujników siłyi przetworników. Siła potrzebna do prze-mieszczenia pedału symulowana jest przezsprężyny. Pedały używane są do hamowa-nia kół podwozia i do sterowania przednimkołem.

Wyłącznika ręcznego sterowania pochyle-niem – MPO OVRD zaleca się używać pod-czas głębokiego przeciągnięcia, aby po odłą-czeniu ogranicznika przeciążenia móc stero-wać samolotem ręcznie.

Do kontrolowania przebiegu lotu służąprzyrządy pokładowe – podstawowe i zapa-sowe, takie jak zapasowy sztuczny horyzonti busola magnetyczna (rys. 5).

Bibliografia:

1. „Flight Manual F-16C/D”, 2001.2. Droste C. S., Walker J. E.: The General Dynamics

case study on the F-16 Fly By Wire control system.3. Goraj Z.: Dynamika i aerodynamika samolotów ma-

newrowych z elementami obliczeń. ILot. 2001.4. Miednikow W. N.: Dinamika poleta i piłotirowanije

samolota. Monino 1976.5. Milkiewicz A. : Podstawy metodyki określania ob-

szarów przewagi jednego samolotu myśliwskiego naddrugim w zakresie zdolności manewrowej. „PrzeglądWLiWOPK” 1982, nr 12, s. 58.

6. Milkiewicz A.: Możliwości manewrowe samolotuz elektrycznym systemem sterowania na przykładziesamolotu F-16. „Przegląd WLOP” 2002, nr 6, s. 42.

The article belongs to the cycle on F-16C/D. The author provides information on theconstruction and functioning of the aircraft control system, illustrated with schemes.