Förmågeutveckling av styrsystem

Vägledning till läsaren

Denna text beskriver hur Saab arbetat med att utveckla styrsystem till militära stridsflygplan och hur Saab utvecklats inom detta teknikområde.

Berättelsen redogör för hur olika styrsystem har utvecklats från 1940-talet fram till 2000-talet med JAS 39 Gripen (fortsättningsvis kallat Gripen). Ett styrsystem är ett av de mest avancerade systemen som finns i ett militärt stridsflygplan. Det som sätter den operativa nivån på ett militärt stridsflygplan är styrsystemets funktionalitet och prestanda.

För att sätta in utvecklingen av styrsystem för militära stridsflygplan i en kontext, behöver man förstå vissa grunder för hur ett styrsystem fungerar. I detta kapitel beskrivs också särskilt hur styrsystem och de olika systemlösningarna utvecklats till Saabs olika militära stridsflygplan.

Bakgrund

En av de mest centrala frågorna för det svenska flygvapnet var att minska sårbarheten för hela flygförsvaret. Flygvapnet hade på 1950-talet insett sårbarheten med fasta flygbaser, därför utvecklades ett koncept med vägbaser längs med vanliga landsvägar.

På sådana vägbaser fanns också tillhörande uppställningsplatser för flygplanen med underhållskapacitet. Flygplanen måste därvid ha mycket goda start- och landningsegenskaper, då bansträckningen på en landsväg var mycket kort.

Dessa förutsättningar har legat till grund för konstruktion av de flygplan Saab utvecklat. Styrsystemet för alla flygplan är ett primärt system som i hög grad påverkar ett flygplans prestanda.

Rekommendation

Författaren rekommenderar nedanstående texter som har koppling till denna berättelse: Under Kundvärde, läs gärna Utveckling av teknikdemonstratorer, under Utvecklingskompetens, läs gärna Utveckling av världens bästa styrsystem och Metodik och analyser i designarbete.

Texten berör markerade områden inom förändringsresan i flygindustrin

Sammanfattning

Saab har utvecklat styrsystem för olika typer av militära stridsflygplan under årens lopp.

I ett klassiskt statiskt stabilt flygplan har flygplanet en egen inbyggd stabilitet vilket kräver stor vingyta och medför stort motstånd som bromsar flygplanet i svängar. Denna typ av styrsystem användes på alla Saabs flygplan fram till och med Saab JA 37 Viggen.

I början av 1980 talet startades ett experimentprojekt ESS01, för att visa att Saab kunde flyga med ett 3-kanaligt, asynkront, fullauktoritets, elektriskt digitalt styrsystem. Det skulle vara anpassat för det kommande flygplanet Gripen.

Här börjar förändringsresan mot ett elektriskt digitalt styrsystem med full auktoritet. Nu banades vägen mot ett statiskt instabilt grundflygplan och därmed kunde man uppnå det moderna statiskt instabila flygplanets dramatiskt förbättrade flygegenskaper.

Gripen är ett modernt flygplan, med prestanda som kan uppnås med ett statiskt instabilt flygplan, detta skär genom luften, med liten energiförlust. Gripen är i grunden instabilt. Denna instabilitet måste hela tiden pareras med ett aktivt kommando från styrautomaten, för att inte divergera.

Fördelar med ett statiskt instabilt grundflygplan är således mindre motstånd på grund av mindre vingyta och samverkande krafter på flygplanet. Vidare får ett statiskt instabilt grundflygplan som stabiliseras av ett heltidsarbetande styrsystem, bättre stationär svängprestanda och bevarar energin bättre.

Piloten kan flyga Gripen ”Carefree” utan att tänka på alla de olika begränsningar, som kan finnas med flygplanet och istället helt fokusera på sitt taktiska uppdrag.

Beskrivning av innehåll

  • Kortfattad beskrivning av styrsystem och de olika systemlösningarna för Saabs olika militära stridsflygplan.
  • För att piloten skall kunna fokusera på styrning, målspaning och överblick över det taktiska läget behövs stöd för finsiktning av automatkanonen.
  • Gripen är i grunden instabilt och måste hela tiden pareras med ett aktivt motkommando från styrautomaten för att inte divergera.
  • Genom ”Carefree Maneuvering” kan piloten flyga Gripen och helt fokusera på sitt taktiska uppdrag.

Historisk utveckling av styrsystem

Denna text beskriver hur den historiska utvecklingen av styrsystem har skett och hur Saabs arbete utvecklats inom detta teknikområde. Här beskrivs hur olika styrsystem har utvecklas från 1940-talet med J21 fram till 2000-talet med Gripen. Ett styrsystem är ett av de mest avancerade systemen som finns i ett militärt stridsflygplan, styrsystemets funktionalitet och prestanda sätter nivån på den operativa förmåga som ett militärt stridsflygplan får.

För att sätta in utvecklingen av styrsystem för militära stridsflygplan i en kontext, behöver man förstå vissa grunder för hur ett styrsystem fungerar. Nedanstående text ger en mycket kortfattad beskrivning av styrsystem och de olika systemlösningarna för Saabs olika militära stridsflygplan.

En av de mest centrala frågorna för det svenska flygvapnet var att minska sårbarheten för hela flygförsvaret. Flygvapnet hade på 1950-talet insett sårbarheten med fasta flygbaser, därför utvecklades ett koncept med vägbaser längs med vanliga landsvägar. På sådana vägbaser fanns också tillhörande uppställningsplatser för flygplanen med underhållskapacitet. Flygplanen måste därvid ha mycket goda start- och landningsegenskaper, då bansträckningen på en landsväg var mycket kort.

Mekaniska styrsystem

Saab J21 utvecklades på 1940-talet och hade en formgivning med dubbla stjärtbommar och skjutande propeller. Saab J21 blev det första planet i Flygvapnet med noshjulställ. Planets utformning gav god sikt åt piloten, men medförde även kylproblem för motorn och propellern kunde skada piloten om han behövde lämna flygplanet i luften. Därför utvecklade Saab en krutdriven katapultstol som sköt ut piloten över det farliga propellerfältet. Efter andra världskrigets slut 1945 fick Sverige tillgång till utländska jetmotorer och en version av Saab J21 med jetmotor utvecklades med beteckning Saab J21R.

Saab J21

De tidigaste styrsystemen från 1940-talet som det på Saab J21 var mekaniskt reversibla, piloten kände luftkrafterna på rodren via det mekaniska styrsystemet som överfördes tillbaka till styrspaken. På så sätt kunde piloten känna krafterna från fartändringar i styrspaken. I hög fart blev det höga krafter i styrspaken och därmed mindre utstyrning av roder. I låg fart blev det låga krafter i styrspaken och därmed större utstyrning av roder.

Styrsystem för Saab J21A/R - ”Mechanical reversible system”

Saab J 29

Under 1950- talet utvecklades Saab J 29, även kallat ”flygande tunnan”. Det var ett enmotorigt svenskt stridsflygplan. Från 1954 och framåt byggdes alla jakt- och attackplan om och fick efterbrännkammare, vilket gjorde att planet på sin tid hade hastighetsrekord. På denna tid ansågs J29 jämbördigt med de bästa amerikanska F-86 planen och de sovjetiska MiG-15 planen.

På grund av de höga farterna behövde piloten därför hjälp med att styra ut rodren, därför var Saab J 29:s styrsystem utrustat med ett hjälpservo. Piloten kunde fortfarande känna av luftkrafter från rodren tillbaka i styrspaken.

Styrsystem för Saab J29 Tunnan - ” Mechanical reversible system”

Saab J 32

Under senare delen av 1950 -talet utvecklades Saab 32 Lansen, som var ett tvåsitsigt stridsflygplan med allväderskapacitet som fanns i tre olika versioner. Saab A32A som var en attackversion med allväderskapacitet, jaktversionen med allväderskapacitet kallades Saab J32B och spaningsversionen Saab S 32C.

Saab J 32B Lansen var det första svenska flygplan som passerade ljudvallen. Stora krafter påverkade genom detta flygplanet. Piloten behövde hjälp av servon för att styra ut rodren. I styrspaken kunde piloten därmed inte längre känna av luftkrafterna från rodren, man fick istället införa en artificiell spakkänsla i form av fjäder och dämpare.

Styrsystem för Saab J32 Lansen - ”Mechanical system with 100% servo

Saab J 35

Saab J 35 Draken utvecklades för att man behövde ett jaktplan som kunde genskjuta de nya kärnvapenbestyckade bombplanen som infördes under 1950-talet.

Konstruktionen av flygplanet var uppbyggt av en smal flygkropp med en dubbel deltavinge. Denna vingtyp gav goda flygegenskaper vid höga hastigheter vilket berodde på den inre, mera pilformade vingen. Den yttre deltavingen fungerade som ett komplement, med goda flygegenskaper vid lägre hastigheter.

Saab J 35 Draken skulle kunna möta främmande plan som flög fortare än ljudet, därför krävdes 100 % -iga servon och dessutom hjälp från en styrautomat för att förbättra de dåligt dämpade tippegenskaperna i överljud. Här förbättrades flygegenskaperna med hjälp av styrautomaten medan pilotens känsla för styregenskaperna bestämdes av det mekaniska styrsystemet.

Styrsystem för Saab J35 Draken - ”Mechanical system with 100% servo + Pitch damper funktion (analogue)”

Saab 37

Saab 37 Viggen var ett stridsflygplan som fanns i fyra olika versioner, man hade dessutom en utbildningsversion (SK 37). Flygplanet var dubbeldeltavingat med så kallad canardvinge (extra vingar framför huvudvingarna), som gjorde det möjligt att landa med lägre hastighet. Ett reverseringssystem gjorde det möjligt att göra en reversering genom att vända motorns utblås framåt, när man landat på marken. Detta innebar att man kunde landa på mycket korta sträckor, mindre än 500 m, så även på hala banor.

Med AJ 37 Viggen gick man ett steg längre och förbättrade även pilotens känsla för styregenskaperna genom att använda en kraftgivarsignal från spaken. Flygegenskaperna förbättrades genom att addera stabiliserande och dämpande signaler från styrautomaten till roderkommandona. Styrautomaten i AJ 37 Viggen var analog. Analoga styrautomater har varierande tolerans på de ingående komponenterna, detta innebar att varje flygplan kunde vara en egen individ med lite egna flygegenskaper.

Styrsystem för Saab AJ37 – “Mechanical system with 100% servo full authority + Limited 5 deg analogue FCS”

Saab JA 37 Viggen var det första flygplanet i världen med ett digitalt styrsystem adderat till det mekaniska grundstyrsystemet, med det digitala styrsystemet i JA 37 kunde man få bort toleransvariationer som fanns i ett analogt styrsystem.

Styrsystem för Saab JA37 Viggen - “Mechanical system with 100% servo full authority + Limited 5 deg digital FCS (first digital FCS in the world)”

Samtliga ovanstående beskrivna flygplan var statiskt stabila grundflygplan som kunde flygas med enbart sitt mekaniska styrsystem.

Elektriskt digitalt styrsystem

I början av 1980 talet startades ett experimentprojekt ESS01, för att visa att Saab kunde flyga med ett 3-kanaligt, asynkront, fullauktoritets, elektriskt digitalt styrsystem med kommande flygplan Gripen. Saab inledde därmed förändringsresan mot ett elektriskt digitalt styrsystem med full auktoritet. Nu banades vägen för ett statiskt instabilt grundflygplan och därmed uppnå det moderna, statiskt instabila flygplanets dramatiskt förbättrade flygegenskaper.

JA 37-21 ESS01

Man byggde om ett Saab JA 37 Viggen till ett experimentflygplan kallat JA 37-21 ESS01, för att testa ett fullauktoritets elektriskt styrsystem. Ombyggnaden innebar att flygplanets styrsystem blev ett 3-kanaligt asynkront fullauktoritets (+-30 grader bakkantroder) elektriskt digitalt styrsystem med ett mekaniskt ”back up system”.

Styrsystem för Saab JA37 ESS01 - “3 channel digital full authority Fly By Wire FCS with Mechanical Back Up

Andra styrsystem

Som jämförelse kan nämnas att Tornado och Concorde hade liknande styrsystem. Tornado är ett tvåmotorigt stridsflygplan som utvecklades i tre olika versioner. Tornado utvecklades i ett samarbete mellan Storbritannien, Västtyskland och Italien. Concorde var ett överljudsflygplan för passagerartrafik och utvecklades i samarbete mellan det franska företaget Aérospatiele och BAE från Storbritannien.

JAS 39 Gripen

Erfarenheter från JA37 har varit den grund som använts vid utformning av styrsystem i senare farkoster, inte minst övervakning av beräkningar användes som grund vid utvecklingen av Gripen styrautomat kallad SA11.

Gripen är ett modernt statiskt instabilt flygplan. Gripen har en sådan prestanda att det skär genom luften med liten energiförlust. Denna instabilitet måste hela tiden pareras med ett aktivt motkommando från styrautomaten, för att inte divergera.

Styrsystem för Saab JAS 39 Gripen – “3 channel digital full authority fly by wire FCS With Digital Back Up system”

Grunder för styrsystem

För att förstå ett styrsystems funktion beskrivs nedan skillnaden mellan klassiskt statiskt stabila och modernt statiskt instabila flygplan.

Figuren visar jämförelse mellan stabilt och instabilt flygplan.

Klassiskt statiskt stabilt flygplan

I ett klassiskt statiskt stabilt flygplan har flygplanet en egen stabilitet vilket kräver stor vingyta och medför stort motstånd som bromsar flygplanet i svängar.

Exempel på klassiskt statiskt stabila flygplan är t.ex. Saab J 29 Tunnan, Saab J 32 Lansen, Saab J35 Draken och även Saab AJ/JA 37 Viggen.

På ett klassiskt statiskt stabilt flygplan angriper vingens lyftkraft bakom tyngdpunkten och det gör att flygplanet automatiskt flöjlar in i vinden. Flygplanet har ett naturligt återförande aerodynamiskt tippmoment och därmed en naturlig stabilisering.

För att flygplanet ska kunna svänga måste nosen hållas upp av en nedåtriktad motkraft från rodren, vilket gör att vingens lyftkraft måste kompensera för den nedåtriktade kraften från rodren för att behålla svängens lastfaktor och lyftkraft. Detta medför att vingytan måste vara stor med mycket motstånd som följd.

Piloten kommenderar ut rodren via styrsystemet, för att kunna svänga. Det statiskt stabila grundflygplanet kan flygas med enbart ett mekaniskt styrsystem, eftersom flygplanets stabiliserade flygegenskaper redan finns i flygplanets aerodynamiska utformning.

Nackdelar med ett statiskt stabilt flygplan är att man måste ha en stor vingyta för att kompensera för den nedåtriktade kraften på rodret, detta medför stort motstånd och stor energiförlust vid sväng vilket påverkar svängprestandan mycket. Även landningsfarten blir högre eftersom roderkraften motverkar vingens lyftkraft. Dessutom blir ett statiskt stabilt flygplan ytterligare stabilt vid flygning i överljudsfarter varvid rodren måste styras ut ytterligare åt motsatt håll. Eftersom det dynamiska trycket påverkar rodren med roderkrafter, måste kraftiga roderservon installeras med ökad vikt som följd.

Sammanfattningsvis har klassiska statiskt stabila flygplan oftast mekaniska grundstyrsystem med ett stort antal olinjäriteter såsom friktion, hysteres och dödband som försämrar styregenskaperna.

Ett dödband är ett intervall på en signaldomän eller ett band där ingen åtgärd sker. Utsignalen av en signal som skickas genom en olinjäritet som ett ”dödband” beror på signalens storlek. Liten signal genom ett ”dödband” ger ingen signal ut, medan en stor signal går igenom minskad med dödbandets storlek.

Hysteres är det tidsbaserade beroendet hos ett systems utgång på nuvarande och tidigare inmatningar.

Modernt statiskt instabilt flygplan

I ett modernt statiskt instabilt flygplan där flygplanet saknar egen stabilitet måste flygplanet stabiliseras artificiellt hela tiden. Vingytan blir mindre med mindre motstånd som följd.

På ett modernt statiskt instabilt flygplan angriper vingens lyftkraft framför tyngdpunkten, det statiskt instabila flygplanet har inget naturligt återförande aerodynamiskt tippmoment d.v.s. ingen egen stabilitet. Vingens lyftkraft måste hela tiden pareras av en kraft från rodren och verkar åt samma håll som vingens lyftkraft för att skapa ett parerande motmoment. Dessa krafter samverkar till en total lyftkraft på flygplanet, vilket leder till att vingen på ett modernt statiskt instabilt flygplan kan göras mindre och vilket ger mindre motstånd. Därmed kan energin bevaras bättre.

I överljudsfarter flyttas vingens lyftkraft ytterligare bakåt till 40 % av kordan (Kordan är den räta linje som går från vingens framkant till vingens bakkant). Detta gör att det moderna statiskt instabila flygplanet blir statiskt stabilt i överljud (supersonic).

På ett statiskt instabilt grundflygplan behövs hela tiden stabilisering med hjälp av en aktiv elektrisk, oftast digital, styrautomat med full auktoritet.

I överljud blir det dock mindre motverkande roderutslag jämfört med ett klassiskt statiskt stabilt grundflygplan. Det betyder att det moderna statiskt instabila flygplanet inte behöver ha så starka och tunga servon.

Flygplanet skär genom luften. Landningsfarten minskar i och med att alla krafter på flygplanet samverkar till att lyfta flygplanet och samtidigt bromsar för att minska farten.

Egenskaper i underljud

Dessutom är det statiskt instabila flygplanet i underljud mindre statiskt stabilt än i överljud jämfört med gamla klassiska statiskt stabila flygplan. Detta innebär lägre roderkrafter i överljud och därmed minskad vikt på styrservon, som inte behöver styras ut lika mycket. Detta innebär också mindre vikt att bära på vid flygning i underljud.

Moderna statiskt instabila flygplan har oftast digitala elektriska styrsystem med full auktoritet, vilket gör att det mekaniska styrsystemet vikt och olinjäriteter försvinner.

De nackdelar som finns är att styrsystemets hela tiden måste utföra sina stabiliserande kommandon med minsta möjliga tidsfördröjning och med en frekvens på minst 60 Hz.

Om förstärkningen är för låg på styrsystemets stabilisering räcker stabiliseringen inte till, om förstärkningen däremot är för hög kan det göra flygplanet dynamiskt instabilt vid en högre frekvens och dessutom kanske excitera aeroelastiska svängningar (fladder).

Jämförelse mellan Gripen och JA 37 Viggen

I nedanstående figur visas skillnaden i vingyta och placeringen av vingen mellan Gripen det moderna statiskt instabila grundflygplanet, grå färg och JA 37 Viggen som är ett klassiskt statiskt stabilt grundflygplan, blå färg.

Automatsiktning

För att piloten skall kunna ägna styrning, målspaning och överblick över det taktiska läget behövs stöd för finsiktning av automatkanonen. För JA 37 behövdes ett system för automatsiktning. I en Saab JA 37 Viggen är en automatsiktesfunktion inbyggd i flygplanets styrautomat, med användande av data från radar och ”centraldator”, med radarn får man information om avstånd och läge till målet. Dessa data bearbetas i ”centraldatorn” som gör en siktesberäkning och ger siktesfel som underlag för styrning av flygplanet, för att träffvillkoren skall kunna uppfyllas.

Med automatsiktning erhålls stöd för finsiktning, piloten kan då snabbare ”komma till skott” jämfört med manuell siktning. Automatsiktning stödjer alla målvinklar och utnyttjar styrautomatens tipp- och girkanaler för att automatiskt styra flygplanet så att siktesfelet elimineras och siktet läggs på målet. I roll presenteras ett rollkommando för piloten som styr flygplanet så målet ligger nära siktespunkten, därefter kopplar piloten in automatsiktningen via en knapp på styrspaken och följer styrordern i ”roll”.

Flygplanet gör själv siktning i tipp och gir samt gör också kompenseringar för eventuella fel, som inte hanteras av piloten med styrautomatens girkanal. Följer inte piloten rollordern kommer flygplanet att flyga med en så kallad snedanblåsning vilket innebär en form av peksiktning.

Snedanblåsning innebär att vind kommer in från vänster eller höger sida av flygplanet och gör att flygplanet vill flöjla in i vinden som en vindflöjel, vilket kan t.ex. bero på vindbyar.

Design och utveckling av styrlagar för automatsiktning

I följande text beskrivs hur automatsiktning utvecklades för JA 37 Viggen och styrautomaten SA 07. Vid design och utveckling av styrlagarna för automatsiktning användes modern reglerteori.

JA 37 Viggen var ett klassiskt statiskt stabilt flygplan, både i underljudsfart (subsonic) och ännu mer stabilt i överljudsfart (supersonic). Viggen var statiskt stabilt i överljudsfarter genom detta krävdes stora roderutslag vilket krävde stora, tunga och starka roderservon.

JA 37 Viggen kunde flygas med ett mekaniskt grundstyrsystem utan att behöva extra stabilisering. Ett klassiskt statiskt stabilt flygplan har stor vingyta som ger stort motstånd då piloten gör svängar med flygplanet.

Flygplan JA 37 Viggen hade ett styrsystem som var uppdelat i ett mekaniskt styrsystem med full auktoritet +- 30 grader och en elektrisk del i form av en digital styrautomat med en auktoritet på cirka +- 5 grader i tipp, roll och gir. Den digitala elektriska delen adderades till det mekaniska styrsystemets roderkommando och kunde på så sätt addera eller subtrahera roderkommando för att förbättra styr- och flygegenskaperna inom vissa fart- och anfallsvinkelområden. Det mekaniska styrsystemet bestod av stötstänger och linor mellan styrspak och roder.

I figuren visas de olika komponenterna i styrsystemet med Styrautomaten SA 07 inringad.

Styrautomatens auktoritet var begränsad till vad som krävdes för att förbättra flygplanets egenskaper, styrautomaten kunde dessutom kopplas ur vid fel. Kommandon från styrautomaten kunde resultera i säkerhetskritiska tillstånd, vilket krävde en omfattande övervakning av den digitala enkanaliga datorn och jämförelse av signaler från olika givare, för att tillfredsställa säkerhetskraven. Vid fel kopplades styrautomaten ur och fortsatt flygning fick ske med enbart grundstyranläggningen.

Det digitala styrsystemets manuella mod var konstruerad med klassisk reglerteknisk design, vilket gjorde det svårt att konstruera styrlagar som gav tillfredsställande flygegenskaper.

Flexibilitet för uppdateringar av styrautomat

JA 37 Viggen hade vingar med relativt låg styvhet vilket påverkade flygplanets aeroelastiska egenskaper. Detta innebar att en komplicerad avancerad icke linjär, digital filtrering var nödvändig att införas i styrlagarna.

När man var tvungen att ta hänsyn till den icke linjära digitala filtreringen, påverkades flygegenskaperna och därmed konstruktionen av de digitala styrlagarna.

Vingrodren var kopplade vilket kunde ge upphov till ”kraft fight” mellan de två servona, som tillsammans med höga farter gjorde att roderytorna hade en tendens att vrida sig (tordera) vilket medförde betydligt sämre rodereffektivitet och fördröjningseffekter i höga farter. De här symptomen hade man att ta hänsyn till vid konstruktionen av JA 37 Viggens styrlagar.

Å andra sidan kunde funktionen i styrautomaten i JA37 Viggen enkelt ändras eftersom den i huvudsak definierades av programvara, som gjorde det möjligt att fortlöpande uppdatera styrsystemet med helt nya funktioner, även efter avslutad grundutveckling, då flygplanen fanns på förband. Dessa funktioner kunde då införas både för provflygning och på serieflygplan i flygvapnet. I tidigare styrautomater var funktionen definierad av hårdvara, analoga kretsar och logikfunktioner.

Val av processor

Då processorer och minnen (kärnminnen) i början av 1970-talet var dyra komponenter, genomfördes omfattande studier av möjliga säkerhetssystem. Det inledande förslaget var att en processor utförde beräkningar och en andra övervakade dessa på ”bitnivå” d.v.s. 2 processorer. Efter omfattande analys och felsimuleringar använde man sig istället av en processor med ett omfattande självtestprogram som utfördes i realtid, kompletterat med hårdvarulogik. Denna övervakning skulle alltid kunna stänga av den digitala styrautomaten innan något fel påverkade styrningen på ett kritiskt sätt, på detta sätt blev apparaten mindre, lättare och billigare.

Den processor, HDC-301 Honeywell Digital Computer, som användes var mycket lämpad för uppgiften i ett realtidssystem, både för analoga och diskreta signaler. In- och uthanteringen var uppbyggd av bl.a. en kombinerad A/D- och D/A-omvandlare, enkelt adresserbar från programvaran.

Samverkan med det övriga avioniksystemet i JA37 skedde via dedicerad serieöverföring till vart och ett av de andra systemen. Indata skrevs in direkt i minnet, DMA (Direct Memory Acess). Denna hårdvarulogik har i senare system ersatts av en speciell processor för IO-hantering, vilket ger mycket större flexibilitet.

Grund för fortsatt utveckling av styrsystem

Erfarenheter från JA37 Viggen har legat till grund för utformning av styrsystem i senare farkoster. Detta gällde inte minst övervakning av beräkningar som användes som grund vid utvecklingen av Gripens styrautomat SA11. Denna styrautomat har tre av varandra oberoende och samverkande kanaler, vilket dock medför att kraven på upptäckt av enskilda fel kan vara lägre i Gripen.

De lärdomar som framkom vid utvecklingsarbetet och som låg till grund för konstruktionen av Gripen kan sammanfattas enligt följande:

  1. Ett statiskt stabilt flygplan har större motstånd och sämre stationär svängprestanda.
  2. Om flygplanet hade en styv vinge skulle de aeroelastiska egenskaperna ge högre fladderfrekvenser och därmed påverka konstruktion av styrlagar mindre samt dessutom ge bättre flygegenskaper.
  3. Delade styva roder med god rodereffekt utan fördröjningseffekter, som inte vrids (torderas) skulle vara bättre för konstruktion av styrlagar och dessutom ge bättre flygegenskaper.

Tester vid utveckling av automatsiktning

Vid utveckling av automatsiktning för automatkanon (AKAN) gjordes olika typer av prov, bland annat utfördes siktesprov med piloter i en JA 37 simulator. Proven visade att spridningen mellan olika piloter vid siktning med JA 37 Viggens ordinarie styrsystem, digital styrning + mekanisk styrning med grundstyrsystem, var mycket stor.

Detta berodde på att det fanns olinjäriteter i det mekaniska grundstyrsystemet såsom glapp, friktion och hysteres (”onoggrannhet” hos systemet). Den långa mekaniska spaken hade låg pivotpunkt i tipp d.v.s. lång hävarm och kortare hävarm i roll. I den långa mekaniska styrspaken fanns också olinjäriteter. Dessutom tillkom en destabiliserande effekt, bobweight eller masseffekt, på arm och spak vid sväng under lastfaktorpåverkan.

Styrlagar för automatsiktning

I ett samarbete mellan Saab, Lunds Tekniska Högskola och Linköpings Tekniska Högskola, studerades möjligheten att använda olika moderna reglerteorier. Saab fastnade för Linjär Kvadratisk design där ett ”styrfel” kan elimineras inom specificerad tid.

När man utvecklade automatsiktesstyrlagen fanns en tanke att piloten skulle göra grovsiktningen på målet och därefter vid lämpligt läge koppla in en automatsiktesfunktion som eliminerar siktesfelet på kort tid. Siktesfelet skulle då vara borta till 90 % inom cirka 1 sekund vilket var ett typiskt krav.

Man kunde senare förbättra detta och det resulterade i att när piloten siktar med automatkanonen, mäter radarn på flygplanet in målet samtidigt som systemdatorn räknar ut ett siktesfel i tipp och gir. Automatsiktesstyrlagen utför snabbt och effektivt noggrann finsiktning på målet.

Automatsiktes styrlagar var ett parallellt digitalt styrsystem i JA 37 styrautomatdator. Dessa parallella styrlagar för automatsiktning, kopplades in av piloten med en särskild knapp på styrspaken för automatsiktning.

Förstärkningarna i den parallella styrlagen för automatsiktning var fartberoende, med en extra åtgärd i styrsystemet kunde den digitala styrautomatens auktoritet utökas från 5 grader till 8 grader. Rollkanalen användes för att följa målets fartvektor.

Lärdomar från arbetet med modern reglerteori kan sammanfattas enligt följande:

  1. Genom att använda linjär kvadratisk design för styrlagar avseende automatsiktning, tog man effektivt bort siktesfel. Detta gav en tankeställare inför framtida konstruktion av styrlagar till Gripen, man fick därigenom en känsla för hur en pilot vill styra för att eliminera olika typer av styrfel.
  2. Linjär Kvadratisk design verkade vara en framkomlig väg för design av styrlagar då man kunde skapa både goda styr- och flygegenskaper för piloten.

Fortsatt utveckling av styrlagar och styrsystem

Man fortsatte utvecklingen av styrlagar och styrsystem i experimentflygplan JA 37-21 ESS01 med ett införande av mittvärdesval. Eftersom experimentflygplanet JA 37-21 ESS01var ett klassiskt statiskt stabilt flygplan, kunde möjligheten utnyttjas att flyga upp till ett flygfall (höjd och fart) med det mekaniska ”back up styrsystemet” inkopplat, för att sedan via en ”clutch” koppla bort det mekaniska ”back-up systemet” och därmed aktivera det elektriska digitala fullauktoritets styrsystemet för vidare prov. Liknande koncept med möjlighet att utnyttja ett mekaniskt system som back up fanns i Tornado och Concorde.

Mellan de 3-kanaliga asynkrona datorerna (HDC-301) i det elektriska styrsystemet, gjordes ett mittvärdesval på insignaler från givare och även på utsignaler från det digitala styrsystemets kommandon, till bakkantroder och sidroder. Denna lösning användes för att vid fel ha en möjlighet att flyga vidare och blev ett koncept för fel och redundanshantering som senare användes i Gripen.

I experimentflygplanet JA 37-21 ESS01 användes inte nosvingen aktivt. Nosvingen klaffades om inför landning som för ordinarie flygplan JA 37 Viggen.

Flygning med instabilt flygplan i ett litet alfaområde testades med JA 37-21 ESS01, för att se om styrlagarna för det elektriska styrsystemet kunde hantera detta. För detta ändamål lastades JA 37-21 med tunga, mycket baktunga lastalternativ. Testerna visade att styrlagarna även kunde hantera de nya fenomenen som man tänkt sig.

Styrlagar till det elektriska styrsystemet

För konstruktion av styrlagarna till det elektriska styrsystemet, valdes återigen modern reglerteknik och linjär kvadratisk design. Denna teknik gav både goda styr- och flygegenskaper, samt funktioner för autopilot såsom höjd- och kurshållning.

I JA 37-21 ESS01 fanns en stor styrspak med sina olinjäriteter såsom glapp, friktion och hysteres, som påverkade styregenskaperna. Dessutom tillkom masseffekter från pilotens arm och spak som ytterligare försämrade resultatet. Vidare påverkade fördröjningseffekter från servo och bakkantroder både konstruktionen av flygplanet och flygegenskaperna.

Styrsystemet hade då mittvärdesval på insignaler från sensorer och mittvärdesval på styrlagarnas kommandon till roderservona.

Inledande tester gjordes i en enkel ”breadbord-simulator” av det 3-kanaligt asynkorna styrsystemet.

En ”breadbord-simulator” är ett kompakt och intuitivt program som hjälper användarna designa och simulera kretsar snabbt och med minsta möjliga ansträngning.

Hantering av signaler

För digitala signaler är val av mittvärde enkelt genom att sortera tre värden. För analoga utsignaler definierades inom JA 37-21 ESS01 en koppling så att mittvärdet valdes genom analogt mittvärdesval med fyra operationsförstärkare.

Placeringen av voteringsplanen är väsentlig för att kunna isolera fel på enheter i olika delar (plan) av systemet, då ett fel alltid kan elimineras mellan voteringsplanen. Voteringsplanen beskriver vilken signal som skall användas för styrning.

Efter det första felet väljs medelvärdet av de två kvarvarande för att reducera effekten till hälften, av ett eventuellt ytterligare fel. Varje signal övervakas dessutom internt så att eventuellt andra likartade fel också kan kopplas bort. Genom inledande mittvärdesval i tre kanaler, blir kravet på isolering av nästa felande signal väsentligt lägre än utan mittvärdesval. Genom denna kombination kan tillräckligt låg sannolikhet erhållas för felaktig funktion i systemet.

Prov av elektriskt system med full auktoritet

För att prova detta infördes ett elektriskt system med full auktoritet i provflygplanet (JA 37-21 ESS01). Detta provflygplan hade tidigare använts vid utprovning av styrsystemet för JA37 Viggen.

Den mekaniska förbindelsen från spak till roder kunde i detta flygplan frikopplas, så att styrautomaten fick full roderauktoritet. Vid inledande prov kunde den mekaniska kopplingen snabbt återställas av föraren om behov skulle uppstå, kraven på tillgänglighet för systemet blev lägre genom möjlighet till urkoppling.

Start och landning kunde ske med det ursprungliga mekaniska systemet, inkoppling av det elektriska systemet kunde därefter ske på säker höjd och med rätt fart, där effekten av eventuella problem kunde hanteras av föraren. Detta var samma princip som användes vid utprovning av nya styrfunktioner i JA37, både för grundläggande styrfunktioner och för automatisk siktning.

Det trekanaliga asynkrona systemet som flygprovades i 37-21 ESS01, var baserat på tre styrautomater benämnda SA07 från JA37 Viggen. All kommunikation under flygning, t.ex. insignaler från givare och utsignaler till servon, var analog.

Varje kanal var isolerad så eventuellt fel i en kanal inte skulle påverka de övriga, denna analoga kommunikation resulterade i ett omfattande, tungt kablage mellan kanalerna. I det slutliga systemet för Gripen sker motsvarande kommunikationen digitalt, vilket reducerar kablaget väsentligt, det förenklar isoleringen mellan kanalerna och möjliggör utökad kommunikation mellan de tre kanalerna.

Tester före flygning

I det flygprovade ESS01-systemet fanns digital kommunikation mellan kanalerna på marken, vilken användes vid test före flygning och uppdatering av programvara. Före flygning användes kommunikationen för att synkronisera test i de tre kanalerna samt för att skriva ut samlade resultat från testen.

Samma diskreta signaler användes också för att möjliggöra samtidig inläsning av programvara till de tre kanalerna och införande av maskinprogramändringar vid utprovning i rigg och flygplan, s.k. patchar.

Kommunikationen mellan kanalerna använde två generella diskreta in- och utsignaler mellan den styrande och de övriga kanalerna och var helt införd i programvaran. Test, kommunikation och programvaruhanteringen grundade sig på de lösningar som användes i JA37 Viggen. Genomförda flygprov visade att detta system fungerade som avsett och kunde vara grunden för Gripen styrsystem.

Test i simulator

I en JA 37 simulator med kabin, kunde styrlagarnas styr- och flygegenskaper provas med pilot. Styrlagarna till ESS01 innehöll ingen automattrim i tipp och roll, varför piloten hela tiden fick använda sin trimknapp på styrspaken när han skulle trimma ut flygplanet i olika farter. Det fanns inga automatiska begränsningar i anfallsvinkel eller lastfaktor som kunde underlätta flygningen för piloten. Piloten fick under flygning konstant övervaka och hantera flygplanets begränsningar.

Lärdomar från dessa tester var följande:

  1. Att använda automattrimfunktioner i alla kanaler för att förenkla flygningen för piloten.
  2. Att automatisk manöverbegränsning av alfa, lastfaktor, beta, roderlaster etc., förenklar pilotens hantering av flygplanet. Det gör att piloten kan koncentrera sig på taktiska uppgifter och behöver inte tänka på flygplanets begränsningar – ”det är bara att flyga”.

Förberedelser inför första flygning med JA 37-21 ESS01

Innan 1:a flygning med JA 37-21 ESS01 gjordes omfattande markprov, med flygplanet inkopplat i sluten loop med simuleringsdatorer, så att man kunde mata in sensorsignaler på flygplanet givaringångar. Givarsignalerna behandlades av styrsystemets digitala styrlagar som sedan skickade ut kommandon till roderservona. Läget på rodren mättes och matades in i en simuleringsdator med aerodynamiskt underlag, som på nytt skickade ut givarsignaler som lastfaktor, gyrosignaler etc. till styrsystemet.

På detta sätt kunde man kontrollera tecken och storlek på flygplanets signaler inför flygning, dessutom kunde man kontrollera att det mekaniska ”back up systemet” inte störde det elektriska styrsystemets roderservokommandon. Det mekaniska ”back up systemet” låg hela tiden som en skyddande yttre gräns om ett eventuellt, felaktigt elektriskt styrkommando skulle förekomma.

Slutsatser och lärdomar från proven med automatsiktning i JA 37 Viggen och från proven med ett elektriskt system med full auktoritet för styrning var följande:

  1. Automatsiktning i JA 37 Viggen visade att piloten vill styra flygplanet, genom att eliminera styrfel av olika slag som t.ex. vid siktning.
  2. Styregenskaperna skall inte vara för snabba - ”heta”, detta medför att piloten måste bromsa och ”slöa ner” styrningen. Styregenskaperna får ej heller vara för tröga – ”slöa” eftersom piloten då vill hetsa upp styrningen. Bästa styregenskaperna erhålls om piloten kan agera som en ren förstärkning i styrloopen.

Gripen

Gripen är ett modernt statiskt instabilt flygplan, med den prestanda som kan uppnås med ett statiskt instabilt flygplan som skär genom luften med liten energiförlust.

Lyftkrafter och störningar

Den totala lyftkraften på Gripen kan delas upp i vingens lyftkraft, nosvingens lyftkraft som angriper framför flygplanets tyngdpunkt, samt bakkantrodrens lyftkraft. Alla lyftkraftbidrag vill lyfta flygplanet till skillnad mot ett klassiskt statiskt stabilt flygplan.

Detta betyder att Gripens vingyta är mindre jämfört med ett klassiskt statiskt stabilt flygplan, där bakkantrodrets lyftkraft är nedåtriktad.

Gripen blir mindre statiskt stabil i överljud jämfört med ett klassiskt statiskt stabilt flygplan när nosvingens och vingens lyftkraft flyttas bakåt, Gripen får därmed mindre motverkande bakkantroderutslag jämfört med ett klassiskt statiskt stabilt flygplan.

Det betyder att Gripen inte behöver ha så starka, tunga servon att bära på vid flygning i underljud. Det gäller att ha så låg startvikt på själva flygplanet som möjligt så att man kan bära maximal last.

Gripen är ett modernt statiskt instabilt grundflygplan, med en fördubblingstid för en störning (t.ex. vindbyar) för att växa till dubbel amplitud på ca 0.4 sekunder utan stabiliserande styrautomat. Detta skulle ske om styrautomaten slutade att skicka stabiliserande kommandon, då skulle flygplanet divergera. Grundflygplanets instabilitet beror på var i flygenveloppen flygplanet befinner sig.

Enveloppen definieras till en given kurvskara som en kurva som i varje punkt tangerar någon av kurvorna i skaran, och som dessutom tangerar alla kurvorna i skaran.

Tiden för en störning att växa till dubbel storlek (fördubblingstid) för ESS01, med baktung last utan stabiliserande styrautomat var ca 2.0 sekunder.

Gripens styrsystem måste utföra sina stabiliserande kommandon med minsta möjliga tidsfördröjning och med en frekvens på minst 60 Hz, är förstärkningen för låg på styrsystemets stabilisering, då räcker stabiliseringen inte till. Om förstärkningen däremot är för hög, kan det göra flygplanet dynamiskt instabilt vid en högre frekvens och dessutom kanske excitera aeroelastiska svängningar (fladder).

Med erfarenheter från det framgångsrika ESS01-programmet, konstruerades den första versionen av styrautomat för Gripen, kallad SA10. När SA10 konstruerades i början av 1980-talet, var elektronik mycket känslig för joniserande strålning. Digital teknik såsom beräkningsprocessorn, kunde plötsligt upphöra att fungera p.g.a. minnesändringar.

Speciellt processorer och minnen var känsliga med den teknik som användes för integrerade kretsar vid den tiden, analog teknik gav i motsvarande fall endast en kortvarig störning i utsignalen. Detta plus osäkerhet med programvaran var bakgrunden till att införa ett analogt reservsystem som skulle fungera, oberoende av det digitala styrsystemet som ett ”back up system”. Säkerhetskritisk programvara var ett nytt område vid den tidpunkten.

Styrning av servon och andra givare

Den analoga reservmoden använde sig av flöjlande nosvingar (nosvingarna flöjlade in i luftens anströmningsriktning), vilket gav svåra styr- och flygegenskaper. Den analoga ”back up” moden medförde dessutom att servonas styrloopar blev analoga.

Alla tre digitala kanalerna i den normala moden i styrautomaten var i princip lika, förutom skillnader i kommunikation med andra enheter i flygplanet. Kommunikationen med andra system delades mellan kanalerna, för att på bästa sätt utnyttja redundans i andra system och givare i flygplanet.

Flygsäkerhetskritiska givare såsom vinkelhastighetsgyron infördes oberoende i varje kanal för att systemet även skulle kunna fungera vid bortfall av en eller två kanaler. Vinkelhastighetsgyron, anfallsvinkelsgivare och accelerometrar behövs för att stabilisera flygplanet, på samma sätt behövs förarens signaler från styrspaken.

Styrning av roderservon infördes av samma skäl i alla tre kanalerna. Accelerometrar och anfallsvinkelgivare är dubblerade, med två givare kan jämförelse ske så att felaktiga signaler kopplas bort innan allvarliga problem kan inträffa.

Samtliga insignaler delades mellan kanalerna via CCDL, (Cross Channel Data Link), så alla insignaler fanns tillgängliga i alla kanaler. Detta innebar också att samma programvara kunde användas i alla tre kanalerna. En viss anpassning krävdes dock för kommunikation med flygplanets övriga system, vilka inte var trekanaliga, det gällde luftdata, systemdator och navigering.

En av de tre kanalerna kommunicerade med dessa system, men informationen spreds till de övriga via CCDL. Vid fel i den kommunicerande kanalen, kunde en annan kanal ta över så att full prestanda kunde erhållas med två fungerande kanaler.

Stabilisering för önskade styr- och flygegenskaper

Gyron, accelerometrar och anfallsvinkelgivare används för att stabilisera flygplanet. På flygplanet sitter två anfallsvinkelflöjlar på var sin sida om nosen. Dessa känner av luftströmningen på flygplanet och dess variation i form av yttre störningar, vindar och vindbyar. Med denna information till styrautomaten, kan dämpande kommandon skickas ut till rodren. Anfallsvinkelgivaren är den mest användbara givaren för att dämpa samt kontrollera störningar i luftens strömning och dess inverkan på flygplanet.

Fartinformation från pitotrörets totaltryck och statiska tryck och höjdinformation från pitotrörets statiska tryckmätning är nödvändigt för att i alla farter och höjder i flygenveloppen kunna stabilisera flygplanet. Redundant fartinformation erhålls från ett fenpitotrör samt från tröghetsnavigeringssystemet. Fartinformation fås från nospitotrör och pitotrör som sitter på fenan. Fartinformationen från pitotröret som sitter på fenan blir då en andra (redundant) informationskälla, samma information från alla dessa givarsignaler går in i styrsystemets 3-kanaliga datorer.

Givarinformationen används av styrlagarna för att ge flygplanet önskade styr- och flygegenskaper. Styrlagsberäkningarna resulterar i roderkommandon till nosvingar, bakkantroder, sidroder, framkantklaff och luftbroms. Varje dator skickar ut roderkommandon, som efter mittvärdesval skickas vidare till respektive roderservon.

Nosvingen är styrbar och snabbar upp flygplanresponsen till önskad nivå. Bakkantrodren ger det huvudsakliga aerodynamiska momentet till flygplanets rotation i tipp- och rolled medan framkantklaffen ser till att strömningen över vingen alltid är optimal. Differentiellt bakkantroder ger rollrörelse.

Sidrodret tar hand om flygplanets girrörelse, samt ger vid rollkommando till bakkantroder också ett sidroderkommando som ger koordinerad sväng med så lite snedanblåsning som möjligt.

Om ett fel i flygplanet uppstår kan kombinationer av allt detta användas för att ge bästa möjliga prestanda vid fel, styrsystemet har således stor anpassningsförmåga för att klara olika felsituationer.

Haveriet i Stockholm

I augusti 1993 inträffade ett haveri under Stockholms Vattenfestival.

Undersökning av det kraschskyddade minnet (KSM) visade tillsammans med filmer att det var frågan om en av piloten inducerad svängning (PIO). Det var PIO kategori III som orsakades av olinjära element i styrsystemet, tillsammans med den odämpade spaken som då var extremt lättrörlig.

Saab bidrog med utredningar till haveriutredningen och en ”konstruktionsgrupp” bildades, för att undersöka det inträffade och för att försöka hitta en lösning på problemet. Ett antal utländska granskare övervakade Saabs framsteg.

Kategorier av Pilot Inducerad svängning (PIO)

  1. Kategori I – PIO Linjär pilot - flygplan oscillation.
  2. Kategori II - PIO Linjär och olinjär pilot – flygplan oscillation med hastighetsbegränsning och/eller lägesbegränsning.
  3. Kategori III - PIO Olinjär pilot – flygplan oscillation med multipla olinjära effekter.

PIO kan uppstå då piloten skall utföra en styruppgift som kräver mycket hög koncentration, därmed ökar pilotens förstärkning markant såsom t.ex. vid landning, roteflygning, lågflygning eller siktning.

Vid PIO kategori I är styrsystemet för känsligt för att piloten skall klara styruppgiften. Känsligheten är oberoende av vilken storlek på kommando piloten applicerar, däremot kan känsligheten variera med vilken frekvens pilotkommandot sker.

Vid PIO kategori II och III kan styrsystemets känslighet vara bra och utan PIO- benägenhet, ända till dess att pilotens kommandosignal i storlek och/eller hastighet gör att signalen träffar det olinjära elementet i styrsystemet. Pilotens påverkan på stabiliteten i loopen kan drastiskt förändras.

Eftersom Saab var först i världen med ett modernt statiskt instabilt flygplan i ett flygvapen fick man gå igenom de problem som kan uppstå med den kategorin flygplan. Man hamnade i problem med konventionell hastighetsbegränsning av roderkommandon från pilot och återföringar. Systemet kan bli instabilt om fasförlusten d.v.s. tidsfördröjningen, är för stor mellan flygplansläge och pilotens korrigerande styrkommandon.

I den utgåva av styrsystemet som flögs vid Vattenfestivalen i Stockholm 1993, fanns det konventionella hastighetsbegränsare på pilotkommandon och stabiliserande återföringskommandon. Den odämpade spaken kunde lätt excitera stora kommandon med hög hastighet från piloten, vilket gjorde att förar- och stabiliseringskommandona till rodren gick i mättad hastighetsbegränsning. Detta skapade stora tidsfördröjningar som gjorde att flygplanet blev instabilt och havererade.

De för det statiskt instabila flygplanets nödvändiga förar- och stabiliseringskommandona, blev fördröjda och orsakade en ”olinjär” PIO.

Hittills hade man bara tittat på linjär PIO men det finns många teoretiska kriterier att kontrollera PIO-tendenser mot, såsom Neal-Smith, Gibson etc. Det fanns inga teoretiska kriterier som behandlade PIO med olinjära element i systemet.

Lärdomen från problemen med PIO var följande:

Konventionella hastighetsbegränsare gick inte att använda i styrlagar till ett modernt statiskt instabilt flygplan, detta på grund av dess stora fasförlust och därmed tidsfördröjning då kommandona blev så stora och snabba att de begränsades av roderhastighetsbegränsarna.

Gripens styr- och flygegenskaper inom det linjära området var mycket goda, detta gäller då kommandosignalerna från pilot och stabiliserande återföringar inte blir så stora och snabba att de begränsas av den konventionella hastighetsbegränsningen.

För att komma igång med provflygningar så snart som möjligt och ge flygprovverksamheten möjlighet att prova ut andra system i flygplanet, skapades editioner med reducerad prestanda med lägre uttagbar lastfaktor och anfallsvinkel som gav lägre kommandohastigheter. Detta gjordes för att vinna tid och ge tid och möjlighet att åtgärda problemet med konventionella hastighetsbegränsares stora fasförlust och tidsfördröjning.

Hastighetsbegränsare

Man kom ganska snart fram till vad som var orsaken till haveriet. Det var de konventionella hastighetsbegränsarna som fanns på pilotens styrkommandosignaler till bakkantroder och nosvinge, tillsammans med hastighetsbegränsaren och summan av pilotkommando och stabiliserande återföringskommando.

Gripen var inte det enda flygplanet som råkat ut för PIO-tillbud, problematiken med ett statiskt instabilt flygplan och konventionella hastighetsbegränsare var däremot nytt. ”Konstruktionsgruppen” undersökte effekten av de olinjära konventionella hastighetsbegränsarna som fanns implementerade i styrsystemet.

Med den odämpade spakens möjligheter kunde piloten åstadkomma stora roderkommandon med höga hastigheter vilka bidrog till att pilotkommando och återföringskommandosignalerna hamnade i hastighetsbegränsning och därmed orsakade haveriet.

Fanns det en möjlighet att konstruera en hastighetsbegränsare som hastighetsbegränsade pilotens roderkommando och återföringarnas kommandosignaler, utan att tillföra stor fasförlust och tidsfördröjning?

Styr- och flygegenskaperna inom det linjära området var mycket goda d.v.s. då pilotens roderkommandon och givarnas återföringskommandon inte begränsades i signalhastighet av hastighetsbegränsaren.

Differensen mellan en konventionell hastighetsbegränsares insignal och utsignal återfördes via en konstant och ett filter, tillbaka och subtraherades med insignalen till hastighetsbegränsaren.

Insignalen till denna konventionella hastighetsbegränsare var således differensen mellan insignal och den återförda signalen. Utsignalen från denna justerade konventionella hastighetsbegränsare passerade sedan ytterligare en konventionell hastighetsbegränsare.

Jämförelser mellan hastighetsbegränsare

Figuren nedan visar skillnaden mellan en konventionell hastighetsbegränsare (röd) och dess skillnad i tidsfördröjning, mot den faskompenserade patenterade hastighetsbegränsaren (blå). Insignalen till respektive hastighetsbegränsare är grön.

Skillnad konventionell hastighetsbegränsare

Framtagning av patenterad hastighetsbegränsning med liten fasförlust (tidsfördröjning)

Hastighetsbegränsarnas syfte är att begränsa kommandohastigheten till servona så att servona alltid hinner utföra sina kommandon vid olika hydraultryck. Servona får inte kommenderas i sin accelerationsbegränsning som leder till mycket stora tidsfördröjningar och fasförluster i det slutna systemets stabilisering och pilotloop.

Därför gjordes de faskompenserade hastighetsbegränsarna på pilotkommandona beroende av hydraultryck. Var hydraultrycket lågt i systemet på grund av mycket och frekvent kommenderande av piloten, fick pilotens kommando ut lägre roderhastighet så att den stabiliserande innerloopen alltid hade auktoritet att stabilisera flygplanet.

Med den förbättrade faskompenserade hastighetsbegränsaren införd i styrsystemet på pilotkommando samt summan av pilotkommando och stabiliserande återföring, återstod det att visa att styrsystemet och styrlagarna inte orsakade PIO kategori III eller PIO överhuvudtaget.

En omfattande teoretisk undersökning följde tillsammans med omfattande prov med pilot i den mycket realistiska simulatorn MAHS, med hydraulsystem, styrsystem och annan realistisk hårdvara. Piloterna försökte med kombinationskommandon i tipp, roll och gir få flygplanet att divergera.

Pilotens kommandon optimerades och mekaniserades sedan i programvara så att mängdsimuleringar kunde utföras. Den digitala mekaniseringen fick namnet ”Klonksimulering” eftersom det vid pilotsimuleringarna i MAHS lät som ”klonk” när pilotens kommandon slog i spakens metalliska stopp.

Dessa beräkningar tillsammans med teoretiska studier, visade att Gripens styrsystem var resistent mot PIO. Saab är världsledande i kunskaper om PIO, vad som kan orsaka PIO och hur man rättar till problemet. Dessutom patenterades den faskompenserade hastighetsbegränsaren då den är unik i flygvärlden och är en mycket effektiv hastighetsbegränsare med liten tidsfördröjning.

Carefree maneuvering

I äldre flygplan såsom Saab J 21, Saab J 32 Lansen, Saab J 35 Draken och Saab AJ/JA 37 Viggen, måste piloten hela tiden övervaka anfallsvinkel för att inte hamna i överstegrat eller okontrollerat läge.

Man får alltså inte hamna i ett överstegrat läge - ”stall” vid låg fart, då luftströmningen avlöser från vingarna etc., så att man kan komma i okontrollerat läge - ”departure”.

För att inte överbelasta flygplanets struktur måste även flygplanets lastfaktor övervakas osv, samtidigt som piloten genomför sitt taktiska uppdrag.

Piloten kan hela tiden utnyttja flygplanets maximala prestanda utan att bry sig om anfallsvinkelgränser, lastfaktorgränser, snedanblåsning, motorinloppsbegränsningar eller risk för stall och departure.

Figuren visar de automatiska begränsningsfunktioner som ingår i Gripen Carefree Maneuvering (bekymmersfri manövrering)

Lastfaktorer och anfallsvinklar

Där finns en automatisk lastfaktorbegränsning, som beror på fart, flygplansvikt och hängd last på flygplanet. Lätt flygplan har maximal lastfaktorgräns vid 9 g medan ett tyngre lastat flygplan, har en lägre lastfaktorgräns beroende på flygplanets strukturbegränsningar.

Gripen har också en automatisk anfallsvinkelbegränsning för att förhindra stall eller departure. På samma sätt som för lastfaktor, har ett lätt flygplan en högre anfallsvinkelgräns, medan tyngre lastat flygplan har lägre anfallsvinkelgränser.

Om flygplanet skulle göra en vertikal stigning så att farten så småningom minskar och anfallsvinkeln därefter ökar över anfallsvinkelgränsen, har Gripen en ”High Angle of Attack Recovery funktion” som alltid tar flygplanet tillbaka till den normala flygenveloppen.

Dessutom har Gripen en automatisk svängkoordinering som ser till att snedanblåsningen alltid är låg vid ett rollkommando eller under kombinerade kommandon i tipp och roll, lasten på flygplanets fena hålls därmed låg och under tillåten fenlast. Sidkraften på fenan får inte överstiga en sådan storlek att hållfastheten på fenan äventyras.

Då piloten gör ett rollkommando med spaken kommenderas bakkantrodren differentiellt vilket ger ett rollmoment, samtidigt styrs sidrodret ut automatiskt av pilotens spakkommando via en förstärkning till sidroder kallat ”Aileron to Rudder Interconnect” (ARI). Det används för att ge så lite snedanblåsning som möjligt under rollmanövrar och därmed ge minsta möjliga last på fenan.

Uttagbar rollvinkelhastighet beror på vilken lastfaktor piloten kommenderar. Detta för att hindra att strukturen överbelastas.

Eftersom bakkantrodren är delade kan man också reglera lyftkraftsfördelningen över vingens spännvidd. Bäst är om vingens lyftkraftsfördelning ligger så nära kroppen som möjligt. Det ökar flygplanets livslängd.

Behovet av stora utstyrningar av roder är störst i låga farter, belastningen på nosvingen är automatiskt begränsad till maximalt roderaxelmoment och lyftkraft och kan därför inte användas fullt ut i överljudsfarter. Dessa automatiska begränsningar på nosvingen i överljud är också inlagda i styrlagarna.

Likadant finns automatiska begränsningar för bakkantrodrens maximala roderaxelmoment i överljud under lastfaktorbelastning.

Framkantklaffen förbättrar strömningen över vingen vilket ger flygplanet en högre anfallsvinkelgräns och därmed bra svängprestanda, framkantklaffen tillsammans med nosvinge och bakkantroderens inställning, ger flygplanet lågt motstånd vid alla flygtillstånd och pilotkommandon.

Automattrimmarna i tipp, roll och gir håller flygplanet automatiskt vältrimmat i alla flygtillstånd och för alla lastalternativ, även för asymmetriska lastalternativ. I äldre flygplan som JA 37 Viggen var piloten alltid tvungen att manuellt trimma flygplanet med en trimknapp på styrspaken så fort flygplanet ändrade fart eller höjd.

Gripen har en dämpad centralplacerad spak med ett max på spak bak i tipp till softstop på 10.8 grader. Drar piloten spaken till denna gräns och flygplanet flyger fortare än ca 600 km/h, kommenderar piloten lastfaktor till maximal lastfaktorgräns.

Lastfaktorgränsen beror på hur tungt flygplanet är och vilken vapenlast flygplanet har. Vid ett kommando med spak fram till -7 grader kommenderar piloten, om flygplanet flyger fortare än 600 km/h, negativ lastfaktor till negativ lastfaktorgräns. Dessutom finns en möjlighet att ta ut ca 3 g extra om flygplanet flyger fortare än 600 km/h om piloten drar spaken bakåt ytterligare förbi softstop till hardstop.

Om flygplanet flyger med farter mindre än 600 km/h och piloten drar spaken bakåt till softstop 10.8 grader, kommenderar piloten flygplanet till den maximala anfallsvinkelgränsen. Anfallsvinkelgränsen beror på vilken last som hänger på flygplanet. Vid ett spak fram kommando till -7 grader, kommenderas flygplanet till lägsta anfallsvinkel -9 grader.

Flygutprovning med egenskaper för Carefree Maneuvering

Flygutprovning och testning av Gripens egenskaper för bekymmersfri manövrering (”Carefree Maneuvering”) med dess automatiska begränsningar utfördes under senare halvan av 1990-talet.

Ett mycket stort antal kombinationer av pilot-kommandon mot de olika automatiska begränsningsfunktionerna, mängdsimulerades i en 6 frihetsgraders simuleringsmodell (ARES) av Gripen, för att kontrollera att Gripen är ”carefree”. Antalet kombinationer av pilot kommandon, lastalternativ, flygfall etc., var mycket stort för att visa att Gripen är ”carefree”.

Alfa, beta, lastfaktor, rollvinkel hastighet och sidlastfaktor från mängdsimuleringarna av olika kombinationer av pilotmanövrar och lastalternativ, presenterades i ett diagram för att klassificera laster med inritade alfa gränser mot beta gränser och lastfaktor mot rollvinkelhastighet osv.

De kombinerade pilotkommandon tipp, roll och gir som visade sämst resultat valdes ut för simulering med pilot i simulator.

Pilotkommandona bestod av kombinationer av tipp-, roll- och girkommandon i olika tidssekvenser och för olika lastalternativ. De kombinationer av pilotmanövrar, som gav det sämsta resultaten valdes ut och fick ingå i ett så kallat ”knäblock” för flygprov. Knäblocket är ett testschema som piloten använder under flygningen.

Före flygning stödsimulerades ”knäblocken” i en simulator kallad STYRSIM som hade en mycket realistisk omvärldspresentation. Med kommandosekvensen i tipp, roll och gir var det mycket viktigt att piloten utförde kommandona med rätt tidsordning, vilket kunde tränas i STYRSIM före flygning. Efter flygprovet kunde resultatet jämföras med simulatorflygning i STYRSIM.

Dessutom jämfördes flygprovresultaten med simuleringar i en 6 frihetsgraders simuleringsmodell av Gripen kallad ROMAC. Denna realtidsmodell för aerodata matades med pilotens kommandon under flygningen. ROMAC var synkat i realtid med flygprovet och matades med aktuella farter och höjder samt med pilotens verkliga styrkommandon under flygningen.

På detta sätt kunde man jämföra flygplanets verkliga beteende med det beteende som flygplanet hade i ROMAC. Detta gjordes för att vid behov kunna uppdatera aerodata till simuleringsmodellerna.

I början av 2000-talet ökade behovet av att kunna flyga med tunga, baktunga nya laster som nya kunder hade behov av. Många av dessa nya lastalternativ var mycket baktunga, vilket försämrade flygegenskaperna framförallt på högre höjder.

För att komma åt det problemet genomfördes flygprov med en ”flight teat function” som tillför olika nivåer av extra alfaåterföring till styrlagarna, för att förbättra stabiliteten och därmed styr- och flygegenskaperna.

Analyser och flygprov visade att det var möjligt att det på detta sätt flytta det tunga flygplanets poler närmare ett lätt flygplans poler, därmed kunde man få styr- och flygegenskaper som närmade sig det lätta flygplanet, dock med lägre lastfaktor- och alfa gränser. Resultaten från flygprov visade att detta var en framkomlig väg.

Hög alfa och spinn

Funktionen ”High Angle of Attack Recovery” (HAoA) är en förlängning av styrsystemets anfallsvinkelbegränsning. Om flygplanet skulle hamna i en situation med låg fart och högt nosläge, kommer anfallsvinkeln först vara låg för att sedan när farten minskar, öka över flygplanets anfallsvinkelgräns. Då kommer HAoA-funktionen med sina kommandon, återföra flygplanet till den normala flygenveloppen på ett kontrollerat sätt.

I den normala flygenveloppen används i tippkanalen anfallsvinkel från två alfagivare som sitter på var sin sida om nosen, dessutom används tippgyrosignaler för att mäta flygplanets rotation. Accelerometrar mäter normal accelerationen i z-led, dessa signaler används för att stabilisera och kontrollera det instabila grundflygplanet.

I lateralkanalen används gyrosignaler i roll och gir för att mäta snedanblåsning, där används lateralaccelerometrar.

Om flygplanet hamnar i ett högt nosläge i låg fart och därmed överskrider anfallsvinkelgränsen, används i tipp endast signaler för anfallsvinkel och tippvinkelgyro.

I lateralled behövs en förbättrad stabilisering i anfallsvinkelområdet 30 – 45 grader. Därför måste snedanblåsning mätas av en givare för snedanblåsning som sitter under nosen, dessutom används roll-, gir- och gyrosignaler. Vid anfallsvinklar över ca 55 grader blir snedanblåsning odefinierbar.

I figuren nedan visas koefficienten i tippmoment som funktion av anfallsvinkel för maximalt nos upp roderkommando och maximalt nos ned roderkommando. Som man kan se av diagrammet i figuren är flygplanet stabilt om alfa är större än ca 55 grader, motsvarande resonemang gäller för den inverterade sidan. Figuren visar användning av givare för stabilisering i hög alfa-områden.

Givare för stabilisering i hög alfa områden.

Den vanligast förekommande hög alfa-situationen är hög nosattityd på flygplanet i låg fart, som medför att farten minskar och anfallsvinkeln ökar och HAoA-funktionen återför flygplanet till den normala flygenveloppen.

Men om flygplanet ändå skulle hamna i en hög alfa spinn situation där flygplanet roterar kring en lodrät axel, kommer HAoA-funktionen först att detektera detta och sedan automatiskt centrera nosvingar och bakkantroder för att kunna ge medskevningskommando och stoppa spinnrotationen. Därefter ges urgångskommando på nosvingar och bakkantroder tillbaka till den normala flygenveloppen.

Genomförande av spinnprov

För att utföra hög alfa-prov med bl.a. spinn utanför ordinarie flygenvelopp krävdes någon form av spinnskärm. En stor spinnskärm som kunde ta ner hela flygplanet blev för stor och komplex. Därför bestämdes det att en tippmomentskärm skulle monteras på provflygplanet i ett stativ. Momentskärmen gav ett nossänkande tippmoment så flygplanets nos sänktes, hastigheten ökades och flygplanet kunde därmed återinträda i den normala flygenveloppen. Momentskärmen skulle användas om ett fel i flygplanet skulle inträffa under proven, skärmen lossnar, då hastigheten återigen ökat till en fart som ger säker flygning i normala den flygenveloppen.

Att momentskärm var nödvändigt att monteras på flygplanet beror också på att det aerodynamiska underlaget i höga anfallsvinklar var mycket osäkert. Dessutom beror aerodynamiken på det dynamiska förloppet vid in- och urgång till höga anfallsvinklar.

Baserat på det tillgängliga aerodynamiska underlaget, som användes i simuleringsmodellen ARES, skapades styrlagar för att kunna föra flygplanet tillbaka till den normala flygenveloppen från en hög alfa-situation. Dessa styrlagar krävde nödvändig uppdatering alltefter som hög alfa-flygproven fortskred.

På senare halvan av 1990-talet startades flygutprovningen med ett Gripen provflygplan. Först gjordes tester med momentskärmens funktion och man kontrollerade att den utvecklades korrekt samt att den lossnade vid rätt hastighet.

Hög alfa prov

Därefter startade de egentliga hög alfa-proven, med stall och vikning rätt fram från olika vinklar i tippattityd. Med erfarenheter från dessa prov kunde styrlagarna justeras, man införde förbättrad lateral stabilisering i alfaområdet 30-45 grader. Detta skedde genom att använda flygplanets snedanblåsningsgivare och man återkopplade denna signal till rodren via en lämplig förstärkning.

Nästa steg var att befinna sig i hög alfa-området med alfa större än 55 grader där grundflygplanet är stabilt. Se figur ovan.

För detta ändamål skapades en styrlag i styrsystemet där pilotens kommando gick direkt till rodren via en förstärkning, utan att summeras med stabiliserande återföringssignaler. Denna mod kallades Direkt Länk Mod (DLM) och det var en tillfällig flygprovfunktion.

Genom en brant stigning med hög tippattityd kunde piloten komma in i detta höga alfa-område med ett alfa större än 55 grader, därefter koppla in DLM och ligger kvar stabilt i detta alfaområde.

Gripen målades svart med vit nos, nosvinge och ryggås, för att kunna filmas från marken under proven. Flygproven skedde på betryggande höjd, ca 11000 m.

Nästa steg var att testa om styrlagarna kunde stoppa en etablerad spinn och sedan ge urgångskommando tillbaka till den normala flygenveloppen, vilket genomfördes genom att piloten tog upp flygplanet med högt nosläge till en anfallsvinkel över 55 grader. Därefter kopplades testfunktionen DLM in varvid rodren centrerades och piloten kontrollerade flygplanet som fortfarande hade en anfallsvinkel större än 55 grader. Grundflygplanet var i detta läge stabilt och kunde därmed kontrolleras av enbart pilotens kommando till rodren.

I detta läge startade piloten en spinn genom att ge spinn roder tills en spinn med 50 grader/s girvinkelhastighet var etablerad, i det läget kopplades det normala styrsystemet in med sin HAoA-funktion. HAoA-funktionen medskevade automatiskt och stoppade den roterande spinnen för att därefter ge urgångsroder som tog flygplanet tillbaka till den normala flygenveloppen.

Höga alfa-utprovningen fortsatte sedan också utan spinnskärm monterad på provflygplanet och sedan vidare med ett serielikt flygplan utan skärm.

Det genomfördes också prov med ett flygplan med en tvåsitsig Gripen. Dessa flygplan är mer framtunga än ensitsiga och har därför lättare att går ur en högalfasituation.

Författarens reflektioner