Создание системы управления Су-27 заслуживает отдельного большого рассказа. В рамках нашей книги 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 или 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 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 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 ОКБ в 1973 году. На этом этапе, требовалось найти ответ на главный вопрос — каковы должны быть параметры системы управления в продольном канале? Из консультаций с аэродинамиками выяснилось, что необходимо обеспечить нормальное управление при статической неустойчивости до 5% Ьа. Параллельно, в 8 отделе ОКБ выполнялись эксперименты с полунатур-ным 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 рассматривалось два варианта: астатическая (интегральная) и статическая система’46. 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 автотримми-рования), 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. 30 января 1974 года О.С. Самойлович в качестве руководителя темы утвердил ТЗ на СДУ-10, после чего документ был отослан на согласование головному исполнителю на 3-й МПЗ. О.В. Успенский согласовал ТЗ 29 марта, а к осени документ был согласован в руководстве ЦАГИ и ЛИИ.
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.
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. 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, что из-за отсутствия достаточного опыта отработки и эксплуатации электродистанционного управления, СДУ на самолете Т-4 во всех каналах резервировалась тросовой механической проводкой, предусмотренной для включения летчиком на случай сбоев в работе или отказе в каналах СДУ. Такая схема была неприемлема для Су-27.
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 10-7 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 электрогид-равлический привод стабилизатора — РПД-1 разработки ПМЗ «Восход», гидромеханическая часть которого состояла из четырехканального гидравлического распределителя (РПД-1-100) и двухкамерного силового гидроцилиндра (РПД-1-500). 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, в результате чего терялся только один канал.
Четырехкратное резервирование вычислителей продольного управления и приводов стабилизатора при выбранном мажоритарном способе контроля 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 мажоритарного контроля полностью себя оправдал, 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 — т.н. «ручное Кш».
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…ЗОВ.
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.
Одной из проблем на начальном этапе работы стало независимое подключение датчиков статического и динамического давления подканалов, по сигналам которых корректируются передаточные числа системы. Решение нашли в том, что датчики динамического давления — ДДД — подключили к камерам полного давления
3-х приемников воздушного давления — ПВД — и одного приемника полного давления — ППД — и к 1 -й и 2-й статикам двух симметрично установленных бортовых ПВД. Датчики же статического (атмосферного) давления -ДАД, для исключения расхождения сигналов датчиков в подканалах, подключили к одной камере статического давления носового ПВД, переключаемой на резервный при его неисправности.
Требуемые характеристики устойчивости и управляемости на статически нейтральном и статически неустойчивом самолете достигаются большими значениями и глубоким регулированием передаточных чисел по сигналам отклонения рычагов управления и сигналам датчиков параметров полета — угловой скорости и перегрузки. Для реализации высоких значений передаточных чисел в контуре управления необходимо иметь достаточные запасы устойчивости. Наиболее критичными сигналами, по условиям устойчивости продольного управления на частотах 1-го тона вертикальных упругих колебаний конструкции самолета, были сигналы датчиков угловой скорости тангажа — ш2. Для решения этой
проблемы — реализации больших коэффициентов усиления сигналов
устойчивости в контуре, впервые в практике ОКБ применили полосовые резонансные фильтры.
И в конце — несколько слов о поперечном и путевом каналах.
Проводка механической системы управления элеронами осуществлялась от ручки управления в кабине самолета через гермовывод, а далее — при помощи тяг и качалок через закабинный отсек в гаргрот, а по нему -до 3-й стенки центроплана, где разделялась на две части с раздачей по консолям крыла вплоть до механизмов распределения МР-60 элеронов. Демпфирование поперечного управления первоначально предполагалось производить одним элероном — подключив к проводке управления элероном одноканальную электрогидрав-лическую 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 поста управления на полу кабины с помощью тяг и качалок через подкабинный и закабинный отсек выводилась в гаргрот, а далее, на 3-й стенке центроплана раздавалась на два канала и выводилась в кили, к механизмам распределения МР-60 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 PH. Отработка алгоритмов СДУ проводилась на стендах полунатурного моделирования. Для испытаний системы управления Су-27 в 1976 году в ОКБ построили стенд системы управления. В 1977 году на нем были успешно завершен 1-й этап заводских испытаний, что позволило дать положительное заключение на начало испытаний опытного самолета Т10-1.
Система автоматического управления САУ-10 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 ПИК, 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 траєкторного 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.
А теперь немного подробнее о тех, благодаря кому стало возможным внедрение на Су-27 принципиально новой системы управления:
— проектирование и разработка системы проводилась в ОКБ под руководством начальника НИО-1
A.А. Колчина и начальника 8 отдела А.Г. Пажи в бригадах
B.Н. Телятникова и Ю.И. Шенфинкеля;
— разработка МСУ — Ю.А. Моисеев, В.И. Воробьев, В.А. Халдеев, А.И. Сапогов и другие;
— прочностные расчеты МСУ — В.В. Баранов;
— разработка производственной и эксплуатационной документации МСУ — Р.Г. Каратаев;
— компоновка блоков и агрегатов СДУ — В.А. Воронов;
— общее руководство разработкой СДУ и САУ -Ю.И. Шенфинкель;
— разработка структуры и идеологии СДУ, ТЗ, конструктивных и схемных решений, проведение стендовой и цеховой отработок, летных и специальных испытаний -В.А. Наумов, В.А. Рудой и В.Г. Бехтин;
— моделирование алгоритмов САУ и стендовая отработка летного комплекта — А.Е. Шапиро;
— разработка алгоритмов автоматического дальнего наведения и автоматического самонаведения на цель для САУ — К.Я. Кравченко и Л.Н. Менщикова;
— участие в летных испытаниях по СДУ и САУ —
А.Ф. Скачков и ТВ. Карпова;
— обеспечение проведения летных испытаний систем управления — Л.Б. Шифрин и Е.Д. Федосеев
При проектировании, стендовой отработке и проведении летных испытаний СДУ, кроме специалистов 8 отдела, активно участвовали сотрудники других подразделений ОКБ. В отделе аэродинамики — И.В. Орлов и О.Г. Калибабчук, в отделе гидравлики — Б.В. Бляхиров, в отделе электропитания — B.C. Голланд и Ф.А. Корецкий, от «прочнистов» — А.И. Блинов и Н.В. Белянин.
Разработчиком СДУ и САУ для Су-27 был назначен 3-й Московский приборостроительный завод (3-й МПЗ),главным конструктором которого являлся О.В. Успенский, а его заместителем — В.И. Рудис.
Разработку всех электрогидравлических, гидромеханических рулевых приводов самолета и электрогидравлических рулевых машин системы управления выполнил Павловский М3 «Восход», главным конструктором которого был Ю.А. Парменов, а его заместителем по разработке рулевых приводов самолета — Б.Б. Василегин. Большой вклад в разработку приводов самолета Су-27 внесли начальники конструкторских бригад завода «Восход»: А.А. Борцов, Б.Х. Коган, А.Д. Попов, Г.В. Шаров.
Научное сопровождение разработки системы управления Су-27 проводило 15 отделение ЦАГИ, которым руководил Г.В. Александров. Работа проводилась в отделах В.В. Сухова и Г.И. Загайнова. Именно на пилотажном стенде в ЦАГИ проводились тренировки летчиков перед выполнением самостоятельного вылета на Су-27. Основными участниками этой работы были Ю.Г. Живов, В.Л. Суханов и B.C. Берко.
Работы по аэроупругой устойчивости самолета с системой управления выполнялись 19 отделением ЦАГИ в отделе А.Ф. Минаева В.И. Довбищуком и
A.А. Самодуровым.
Отработка алгоритмов СДУ в летном эксперименте осуществлялась во 2 отделении ЛИИ им. Громова, в лаборатории В.П. Смирнова, ведущий инженер — Б.В. Бурцев. От ЦАГИ в испытаниях принимали участие В.А. Сыроватский и
B.А. Королев, от 3 МПЗ — С.В. Яворский и В.А. Воронин. Для испытаний использовалась существующая’47 ЛЛ 100ЛДУ, ранее работавшая по сходной программе — для отработки СДУ, предназначенной для самолета Т-4 («100»). В 1976 году этот самолет был «реанимирован». В продольном канале на нем установили макетный образец СДУ, исполнительная часть которой состояла из двух последовательно соединенных приводов: трехканального рулевого агрегата ПМ-ЗБ и бустера БУ-220. Дистанционное управление осуществлялось от ручки управления 1-ой кабины, при этом была полностью сохранена штатная МСУ 2-й кабины. После доработок самолет получил обозначение Л01-01. Испытания начались в конце 1976 года, к весне 1977-го 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 числе СДУ. Полеты выполнялись при величине продольной статической неустойчивости от 3 до 6% САХ, полученные данные были использованы при формировании контура управления СДУ-10. 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.
В НИИАС полунатурное моделирование САУ проводилось в секторе Л.Е. Баханова. На первых опытных самолетах Су-27 САУ-10 не устанавливалась. Первый летный комплект аппаратуры был изготовлен в 1980 году, 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 году прошел в ЛИИ отработку на стенде полунатурного моделирования. После установки на самолете, в июле 1981 года 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-го 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. Полеты по программе выполняли летчики ЛИИ Э.А. Лебединский, А.С. Левченко, А.А. Муравьев, У.Н. Султанов. Несколько полетов для оценки характеристик САУ выполнил летчик-испытатель ОКБ В.Г. Пугачев, а также летчики НИИ ВВС В.М. Чиркин и B.C. Картавенко. Основные исполнители работ от ЛИИ: начальник лаборатории B.C. Луняков, ведущий по объекту — А.А. Федосеев, начальник сектора — Б.А. Шпиль, ведущие инженеры: В.В. Кабачинский, Н.Г. Лапшин, В.М. Самсонов, В.Ф. Апельсинов, Е.В. Горевой, Г.А. Яциненко,А.Ф. Якушев, В.В. Соловьев, С.Ю. Гарнаев, Ю.Г. Шаповал.
На начальном этапе испытаний одним из основных являлся вопрос обеспечения надежности системы дистанционного управления, поэтому программа «Оценка надежности СДУ» на первом опытном самолете T10-1 была выделена в отдельный блок. Испытания стойкости СДУ к воздействию на самолет молнии, радиополей связных и локационных станций, а также электромагнитных импульсов, проводились филиалом ЛИИ. Работы выполнялись лабораторией Б.А. Строганова, начальниками секторов Ю.П. Гавриловым, В.М. Абросимовым и ведущим инженером М.Б. Бабиным на стенде с натурным комплектом СДУ и на самолете Т10-1 на базе филиала «Багерово». Специально для этого во второй половине 1981 года Т10-1 был перебазирован на аэродром Багерово, где на нем была выполнена спец-программа летных и наземных испытаний.