TECHNIKA I EKSPLOATACJA
Płk w st. sp. pil. dr inż. Antoni Milkiewicz
Możliwości manewrowe samolotu
z elektrycznym systemem sterowania
na przykładzie samolotu F-16
obrą manewrowość samolotu, czyli zdol- niej cięciwy aerodynamicznej (bŚA). Zapas
Dność do zmiany położenia w przestrzeni taki uzyskuje się wskutek stosowania rozwią-
w określonym czasie, z każdą prędkością i na zań konstrukcyjnych umożliwiających odpo-
wszystkich wysokościach lotu, warunkuje wiednie położenie środka ciężkości (ŚC) sa-
dobra sterowność, czyli wysoki stopień reago- molotu w stosunku do położenia jego ogni-
wania samolotu na wychylenie sterów. Z ko- ska aerodynamicznego (OA). Podczas lotu
lei sterowność jest uzależniona od statycznej zapas SSPZP zmienia się wraz ze zmianami
stateczności, a więc od tendencji samolotu do położenia ŚC, uwarunkowanymi zużyciem
powrotu do stanu wyjściowego po wytrące- paliwa i środków rażenia.
niu z tego stanu. Problem zachowania określonej SSPZP do-
Im większa będzie stateczność statyczna tyczy samolotów naddz
więkowych. Jak wiado-
podłużna przy zmianie przeciążenia (SSPZP) mo, po przekroczeniu Ma , w związku z po-
kr.
samolotu i większy będzie zapas stateczno- wstawaniem i przemieszczaniem się fal uderze-
ści, a więc im większe przeciwdziałanie bę- niowych, następuje wędrówka OA ku krawę-
dzie towarzyszyć zmianie kąta natarcia lub dzi spływu skrzydeł. W takich okolicznościach,
przeciążenia normalnego, tym mniejsza bę- przy określonym położeniu ŚC następuje zwięk-
dzie sterowność, a zatem i manewrowość sa- szanie się zapasu SSPZP, a zatem zmniejsza się
molotu (rys. 1). manewrowość samolotu (rys. 2).
W klasycznych samolotach myśliwskich Zapas SSPZP wpływa również na zużycie
zapas SSPZP wynosi od 1% do 3% (5%) śred- paliwa podczas lotu. Zwiększony zapas
Rys. 1. Zapas statycznej sta-
teczności podłużnej przy zmia-
nie przeciążenia
42 CZERWIEC 2002
Rys. 2. Zmiana zapasu
SSPZP przy naddz
więkowych
prędkościach samolotu
SSPZP, w związku ze zwiększoną siłą zrów- nośnej skrzydeł P i zrównoważającej samo-
z
noważającą lot poziomy, działającą na uste- lot w locie poziomym P . Dlatego P jest
zH z
rzeniu poziomym w kierunku przeciwnym do mniejsza od Q i samolot może wykonywać
siły nośnej samolotu, powoduje konieczność lot poziomy z mniejszym kątem natarcia,
zwiększenia kąta natarcia, co w konsekwen- a więc przy mniejszym współczynniku siły
cji prowadzi do wzrostu oporu czołowego nośnej C , któremu towarzyszy współczynnik
z
samolotu, a więc i do większego zużycia pali- siły oporu mniejszy o "C (rys. 3e). Na ry-
x
wa. Stosuje się różne sposoby przeciwdziała- sunku widać, że stan niestateczności przy
nia temu zjawisku. Na przykład w samolocie Ma < 1 powoduje, przy pracy zespołu napę-
Concorde, w miarę zwiększania się prędko- dowego z maksymalnymi obrotami, przyrost
ści naddz
więkowej, następuje przemieszcza- C o od 4 do 8%. Przy prędkościach naddz
wiÄ™-
z
nie się ŚC samolotu do tyłu wskutek prze- kowych przyrost C osiąga wartości od 8 do
z
pompowywania paliwa z przedniej grupy 15% (rys. 3f).
zbiorników do tylnej. W ten sposób uzyskuje Oprócz zalet wynikających z braku SSPZP
się prawie stały, nieduży zapas SSPZP. pojawiają się jednak istotne problemy zwią-
Utrzymanie małego zapasu SSPZP w ma- zane z zapewnieniem bezpiecznego sterowa-
łych samolotach bojowych w taki sposób jest nia niestatecznym samolotem. Na rys. 4 przed-
niemożliwe. Długo poszukiwano innych roz- stawiono ruchy, które pilot musi wykonać
wiązań, które by gwarantowały dobrą sterow- drążkiem sterowym, aby zmienić warunki
ność i manewrowość samolotu oraz małe zu- lotu, np. przejść na zniżanie.
życie paliwa. Takim rozwiązaniem okazała się Jak widać na rys. 4d, sterowanie niestatecz-
koncepcja zmniejszonej SSPZP (relaxed sta- nym samolotem jest możliwe, lecz wymaga
tic stability). Istotą tej koncepcji jest przyję- dużego skupienia uwagi. W praktyce ozna-
cie takich układów samolotu, aerodynamicz- cza to, że pilot nie byłby w stanie wykonać
nego i masowego, które sprawiają, że samo- jakiegokolwiek zadania.
lot ten jest niestateczny przy prędkościach Problem bezpiecznego sterowania niesta-
poddz
więkowych, a przy prędkościach nad- tecznym samolotem został jednak rozwiąza-
dz
więkowych ma tak zmniejszoną SSPZP, że ny dzięki elektrycznemu sterowaniu (fly by
zachowuje zarówno oczekiwaną manewro- wire). Taki sposób sterowania umożliwia nor-
wość, jak i zużycie paliwa (rys. 3). malne pilotowanie, natomiast dodatkowe
W warunkach braku stateczności  przy wychylenia statecznika, kompensujące brak
położeniu OA przed ŚC (rys. 3b)  ciężar sa- stateczności, możliwe są dzięki  niezależnej
molotu Q jest zrównoważony przez sumę sił: od pilota  automatyce systemu sterowania,
PrzeglÄ…d WLiOP 43
Rys. 3. Efekty zmniejszonej SSPZP dla samolotu F-16: a) układ stateczny; b) układ niestateczny; c, d)
zrównoważające wychylenie statecznika poziomego w locie poziomym; e, f) zmniejszenie oporu w locie
poziomym i w czasie manewrów
Rys.4. Ruchy drążkiem sterowym niezbędne do przejścia na zniżanie samolotu: a) mającego dużą SSPZP;
b) mającego małą SSPZP; c) o obojętnej SSPZP; d) niestatecznego. 0  wyjściowe położenie drążka;
- - -  ruch drążka potrzebny do zmiany warunków lotu (przejścia na zniżanie);   ruch drążka potrzebny
do utrzymania nowych warunków lotu (kolorem czarnym oznaczono końcowe położenie drążka)
44 CZERWIEC 2002
Rys. 5. System sterowania samolotu F-16
kontrolowanej przez pokładowy komputer skrzydeł do warunków lotu w taki sposób, by
(rys. 5). w podstawowych warunkach lotu uzyskać
Zastosowanie elektrycznego sterowania, największą doskonałość aerodynamiczną, lep-
którego projekt zaczęto wdrażać w samolo- szą stateczność kierunkową (pozytywny
tach F-16 w 1972 r., umożliwiło dalszą auto- wpływ wywierają również wiry spowodowa-
matyzację samolotu związaną z dostosowy- ne napływami pasmowych skrzydeł) i zmniej-
waniem ugięcia linii szkieletowej profili szenie drgań samolotu (rys. 6).
Rys. 6. Automatyczna zmiana
ugięcia linii szkieletowej pro-
filu skrzydła samolotu F16:
a) start i lądowanie; b) pręd-
kość przelotowa poddz
więko-
wa; c) manewrowanie przy du-
żym przeciążeniu normalnym;
d) lot z prędkością naddz
wiÄ™-
kowÄ…
PrzeglÄ…d WLiOP 45
Klapy przednie wychylają się w zależno- rowania grożącego przeciągnięciem lub bra-
ści od kąta natarcia i liczby Ma, natomiast ku koordynacji grożące utratą stateczności
wychylenie klap tylnych jest funkcjÄ… liczby samolotu (rys. 8). Do kÄ…ta natarcia 15° funk-
Ma i położenia dz
wigni sterowania położe- cjonuje ograniczenie przeciążenia o warto-
niem podwozia. ści 9. W przypadku kątów natarcia więk-
Należy zauważyć, że przy prÄ™dkoÅ›ciach szych niż 15° przeciążenie jest ograniczane
naddz
więkowych profile skrzydeł przyjmują przez prędkość obrotową samolotu wzglę-
formÄ™ profili nadkrytycznych. dem jego osi x-x.
Dzięki przystosowaniu ugięcia linii szkie- Aby zachować stateczność boczną samo-
letowej profili pasmowych skrzydeł do mak- lotu przy dużych kątach natarcia, zaprogra-
symalnej doskonałości aerodynamicznej na- mowano współzależność wychyleń steru kie-
stąpiły: znaczący przyrost nośności skrzydeł, runku i lotek przedstawioną na rys. 9. Wyni-
polepszenie stateczności kierunkowej ka z niego, że w samolocie F-16 dobrą koor-
i zmniejszenie drgań samolotu (rys. 6). dynację manewrów obrotowych przy dużych
Elektryczny system sterowania samolotem kątach natarcia można uzyskać, wykorzystu-
pozwolił wprowadzić wiele ograniczeń użyt- jąc tylko organy bocznego sterowania  ster
kowych, funkcjonujÄ…cych podczas lotu nie- kierunku i lotki.
zależnie od woli pilota. Znacznie zwiększy- Podczas prób w locie okazało się, że nad-
ło to bezpieczeństwo latania. W przypadku mierne obroty samolotu wokół osi x-x po-
samolotu z klasycznym układem sterowania, wodują podnoszenie nosa i samoczynne
ograniczenia użytkowe ujęte są w instrukcji zwiększanie kątów natarcia. Aby przeciw-
użytkowania samolotów; ponieważ ich sto- działać temu zjawisku, zastosowano ograni-
sowanie zależy tylko od pilota, mogą więc czenie w postaci zaprogramowanej zależno-
być  świadomie lub nieświadomie  nie ści kątów wychylenia lotek i steru kierunku
uwzględniane. Elektryczny system sterowa- od prędkości obrotowej samolotu względem
nia został zaprojektowany w taki sposób, aby osi x-x podczas lotu z dużymi kątami natar-
eliminował błędy pilota wynikające ze ste- cia (rys. 10).
Rys. 7. Zależność: a) C (Ä…); b) dC (d²) dla różnych C ; c) intensywność drgaÅ„ dla różnych C
z mz z z
(samolot F-16)
46 CZERWIEC 2002
Rys. 8. Ograniczenie przeciÄ…-
żenia normalnego w zależno-
ści od kąta natarcia i prędko-
ści obrotowej samolotu
względem jego osi x-x (sa-
molot F-16)
Rys. 9. Współzależność
à /à (ą)
v l
Rys. 10. Zależność kątów
wychylenia steru kierunku
i lotek od prędkości obrotu
samolotu wokół jego osi x-x
dla Ä… > 29°
PrzeglÄ…d WLiOP 47
Rys. 11. Stateczność kierunkowa samolotu F-16 przy Ma=0,8 i ą =25
Rys. 12. Korzyści wynikające z zastosowania elektrycznego systemu sterowania samolotem
Samolot F-16 toleruje znaczne kąty śli- lizować funkcjonowanie układu aerody-
zgu podczas lotu z dużymi kątami natar- namicznego samolotu podczas lotu pod
cia. Wpływ kąta ślizgu przy kącie natarcia względem doskonałości aerodynamicz-
25° podczas lotu samolotu z prÄ™dkoÅ›ciÄ… od- nej, co istotnie zwiÄ™kszyÅ‚o jego manew-
powiadającą Ma=0,8 przedstawia rys. 11. rowość.
Na wykresie widać, że samolot jest statecz- Programy i ograniczenia wprowadzo-
ny kierunkowo do wartości kąta ślizgu ne do systemu sterowania samolotem
okoÅ‚o 10°. zmniejszyÅ‚y podatność samolotu na
ewentualne błędy pilotażowe. Pilot
WNIOSKI samolotu majÄ…cego elektryczny sys-
tem sterowania więcej uwagi może
Zastosowanie elektrycznego systemu ste- poświęcić wykonywaniu zadania bo-
rowania samolotem pozwoliło zoptyma- jowego.
48 CZERWIEC 2002
Bibliografia
Niezależnie od przedstawionych udogod-
nień, piloci powinni rozumieć działanie
1. Droste C. S., Walker J. E.:The General Dynamics case
study on the F-16 fly-by-wire flight control system.
systemu sterowania, aby w przypadku
AIAA Professional Study Series.
pojawiającej się niesprawności mogli ją
2. Milkiewicz A.: Podstawy praktycznej aerodynamiki i
zidentyfikować i podjąć racjonalną de-
mechaniki lotu samolotu odrzutowego dla pilota. Lot.
cyzję działania. 1604/74.
Application of electric control system in an aircraft allowed its aerodynamic system
to function in the optimum from the point of view of aerodynamic perfection, which
increased the aircraft manoeuvrability significantly. The author presents manoeuvre
abilities of F-16 aircraft equipped with the system.
F-16A Sił Powietrznych Danii kołuje na lotnisku w Mirosławcu w czasie ćwiczenia  Strong Resolve 2002 .
Fot. M. Idzior
PrzeglÄ…d WLiOP 49