Metodik och analyser i designarbete

Vägledning till läsaren

Denna text beskriver hur man med hjälp av avancerade metoder och analyser kan skapa ett unikt styrsystem för ett modernt, statiskt instabilt flygplan som JAS 39 Gripen, fortsättningsvis kallad Gripen).

Berättelsen startar med en beskrivning av de åtgärder som Saab vidtog efter ett haveri, som skedde med Gripen i augusti 1993 under Stockholms Vattenfestival. Här beskrivs orsakerna till haveriet och de aktiviteter som man vidtog, för reda ut de problem som tidigare fanns med styrsystemet. I berättelsen får man därefter veta hur man sedan lyckades utveckla världens bästa styrsystem för militära stridsflygplan.

Beskrivningen ger detaljerade redogörelser av arbetet med att ta fram styrlagar för ett styrsystem. Modellbaserad utveckling började tidigt användas i detta arbete, för att både effektivisera och säkra kvalitet i resultat.

Här beskrivs hur Saab anpassade Gripen för export. Kravet för att kunna exportera Gripen var att anpassa det till Natostandard. Inom ramen för detta arbete får man veta hur man beräknar stabiliteten och styr- och flygegenskaperna, för att klara olika typer av lastalternativ, vilket innebar att ett stort antal möjliga kombinationer av vinghängda laster skulle vara möjliga att flyga med. Här beskrivs hur tunga och baktunga lastalternativ påverkade flygplanets styr- och flygegenskaper.

Bakgrund

Berättelsen utgår från tre olika perspektiv enligt följande:

  • Hur Saab löste problemen med styrsystemet och utvecklade detta till att bli världsunikt.
  • Att Saab skapade ett unikt arbetssätt, för att utveckla ett avancerat styrsystem, för ett modernt statiskt instabilt flygplan som Gripen.
  • Att Saab beslutade att sälja Gripen på export och därigenom behövde anpassa både styrsystem och flygplanet till nya krav.

Rekommendation

Författaren rekommenderar nedanstående texter som har koppling till denna berättelse: Under Kundvärde, läs gärna Utveckling av Teknikdemonstratorer, under Utvecklingskompetens, läs gärna Förmågeutveckling av styrsystem och Utveckling av världens bästa styrsystem.

Texten berör markerade områden inom förändringsresan i flygindustrin

Sammanfattning

I augusti 1993 inträffade ett haveri med Gripen under Stockholms Vattenfestival. Orsaken till haveriet var de konventionella hastighetsbegränsare som användes i styrlagarna.

Det var den stora fasförlusten vid stora och snabba spakkommandon varvid det skapades en stor tidsfördröjning som var den egentliga orsaken. Pilotens kommandon blev strax före haveriet så stora och snabba, att de begränsades av de konventionella roderhastighetsbegränsarna så att PIO kategori III inträffade.

Gripen är ett modernt statiskt instabilt flygplan. Det innebär att styrsystemet måste stabilisera flygplanet hela tiden på rätt sätt så att en divergens och instabilitet inte uppträder.

Flygplanets sensorer känner av förändringen av flygplanets rörelse och förändringen i lastfaktor. Med hjälp av de olika sensorernas signaler och en lämplig styrlag skapas ett motkommando med rodren som stabiliserar flygplanet. Det här utgör en återkopplad styrlag, med återkopplade styrlagar kan man också minska yttre störningar som påverkar flygplanet såsom t.ex. vindbyar, transoniska störningar och störningar i samband med vapenleverans.

Vidare kan man med återkopplade styrlagar reducera effekten av ändvirvelpassage. Flygplan med lyftkraft genererar skikt med rotation som släpps i lufthavet bakom flygplanet, det bildas två motroterande vingspetsvirvlar som rullas upp nedströms. Avståndet mellan virvlarna beror på det genererande flygplanets spännvidd och styrkan på virvlarna beror på det genererande flygplanets vikt, lastfaktor och flyghastighet. Effekten på det inkommande flygplanet beror på hur det inkommande flygplanet träffar virvelpaketet.

Virvlarnas fortlevnad långt bakom det genererande flygplanet kan påverka och orsaka störningar på det efterkommande flygplanet. Statiskt stabila klassiska flygplan har ett naturligt återförande aerodynamiskt moment, medan moderna statiskt instabila flygplan saknar detta. Det återförande momentet måste då genereras artificiellt av styrsystemet.

Med återkopplade styrlagar kan man också anpassa stabiliteten och flygegenskaperna då det hängs mycket last och vapen på flygplanet.

Gjorda studier vad gäller ändvirvlar visar att den teknik som används i Gripen, med fördel också skulle kunna användas i det civila flyget och kanske därmed minska på tiderna mellan starter respektive landningar.

Beskrivning av innehåll

  • I augusti 1993 inträffade ett haveri med Gripen under Stockholms Vattenfestival, orsaken till haveriet var att konventionella hastighetsbegränsare användes i styrlagarna.
  • Det som ytterligare behövdes för att förbättra utvecklings- och provmetodik, var att göra ett verktygslyft för utveckling av styrlagar till styrsystemet.
  • Under senare delen av 1990-talet fokuserades utvecklingen på att med styrsystemets hjälp, reducera den transoniska transienten som uppstår då flygplanet retarderar genom ljudvallen under lastfaktorbelastning.
  • Flygplan med lyftkraft genererar skikt med rotation som släpps i lufthavet bakom flygplanet. Det bildas två motroterande vingspetsvirvlar som rullas upp nedströms.
  • För export av Gripen var det nödvändigt med en Nato-anpassning av flygplanet, med möjlighet att bära de vapenlaster de nya kunderna krävde. Dessutom måste möjlighet till lufttankning finnas.
  • Designfasen och kvalificeringsprocess för styrsystem består av tre steg.

Analys av problem

I augusti 1993 inträffade ett haveri med Gripen under Stockholms Vattenfestival.

Orsaken till haveriet var att piloten kunde generera stora snabba spakkommandon med en odämpad spak. Detta medförde en mättnad i de konventionella hastighetsbegränsarna vilka användes i styrlagarna. Det var den stora fasförlusten vilken medförde tidsfördröjningen som var orsaken. Detta berodde på att när pilotens kommandon blev så stora och snabba att de begränsades av de konventionella roderhastighetsbegränsarna, så skapades ett PIO kategori III.

Då kommandona från pilot och stabiliserande återföringar inte går i den konventionella hastighetsbegränsningen, var styr- och flygegenskaper inom det linjära området mycket goda.

För att kunna åtgärda felet så snart som möjligt efter haveriet skapades editioner med reducerad prestanda. Man hade därmed lägre uttagbar lastfaktor och anfallsvinkel. Denna åtgärd gav lägre risk att pilotens kommandosignal och återföringssignal skulle hamna i en hastighetsbegränsning. Åtgärden gjordes för att vinna tid och ge Saabs konstruktörer möjlighet att lösa problemet med de konventionella hastighetsbegränsarnas stora fasförlust d.v.s. tidsfördröjning.

I och med att man genomförde denna åtgärd kunde flygprovningsverksamheten komma igång med provflygningar för att prova ut andra system i flygplanet.

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

Konstruktionsgruppen började att undersöka effekten av de olinjära konventionella hastighetsbegränsarna som fanns implementerade i styrsystemet.

Den odämpade spakens möjligheter att åstadkomma stora roderkommandon med höga hastigheter, bidrog till att signalerna för pilot- och återföringskommando hamnade i hastighetsbegränsning och därmed orsakade haveriet.

Fanns det då en möjlighet att konstruera en hastighetsbegränsare som begränsade hastigheten på pilotens signaler för roder- och återföringskommando, utan att tillföra den stora fasförlusten och tidsfördröjningen? Denna fråga var primär i det fortsatta arbetet.

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

Konstruktionsgruppen kom fram till fram till en lösning efter många diskussioner och möten. Man hade genomfört omfattande teoretiska studier och digitala simuleringar vilka skedde i MAHS (Manöver Hydraul Simulator).

Lösningen bestod av en hastighetsbegränsare med liten fasförlust och tidsfördröjning.

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

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

Resultatet av utredningarna visas i figuren. Här visas skillnaden mellan en konventionell hastighetsbegränsare röd och dess skillnad i tidsfördröjning, till den faskompenserade hastighetsbegränsaren blå. Insignalen till respektive hastighetsbegränsare är grön.

Hastighetsbegränsarnas syfte är att begränsa kommandohastigheten till servona, så att servona alltid hinner utföra sina kommandon vid olika hydraultryck.

Servona får inte kommenderas i accelerationsbegränsning för då ger det 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 av kategori III eller PIO överhuvudtaget.

En omfattande teoretisk undersökning följde tillsammans med omfattande prov med en pilot i simulator. För detta ändamål användes den mycket realistiska simulatorn MAHS, med hydraulsystem, styrsystem och annan realistisk hårdvara. Piloterna provade med kombinationskommandon i tipp, roll och gir för att få flygplanet att divergera.

Pilotens kommandon optimerades och mekaniserades sedan i programvara så mängdsimuleringar kunde utföras. Dessa beräkningar, tillsammans med teoretiska studier, visade att Gripens styrsystem var resistent mot PIO i kategori I, II och III.

Saab är världsledande i kunskaper om och vad som kan orsaka PIO, samt hur man rättar till problemet. Dessutom patenterades den faskompenserade hastighetsbegränsaren, då den är unik i flygvärlden och en mycket effektiv hastighetsbegränsare med liten tidsfördröjning.

Saabs uppfinning av den faskompenserade hastighetsbegränsaren presenterades på en konferens i San Diego 1996.

Modellbaserad utveckingsdesign av styrlagar

Det som ytterligare behövdes för att förbättra utvecklings- och provmetodik, var att göra ett verktygslyft för utveckling av styrlagar till styrsystemet, även ett nytt arbetssätt i form av modellbaserad utveckling infördes. Man började använda en moderniserad och förbättrad metod för utvecklingsarbetet jämfört med tidigare, Modell Based Systems Engineering (MBSE), vilket innebar att de verktyg som skulle användas framgent måste stödja detta arbetssätt.

Det skulle förenkla och förbättra framtagningen av nya styrsystemsutgåvor och även förbättra verifiering och validering av dem. Dessutom skulle flygutprovningen stöttas med en mycket användbar simulator som placerades i samma hus där utvecklingen av styrlagar utfördes. En sådan simulator kallad STYRSIM byggdes och var till stor nytta vid framtagning av styrlagar och i utprovningen av dem.

Tidigare hade man haft många tidsödande arbetsmoment och ineffektiva arbetssätt. Ett exempel på detta var att man tidigare först ritade block- och logikscheman av styrlagarna i styrsystemet. Därefter fick man manuellt programmera dessa i Fortran. Sedan kunde man använda programmen vid simuleringar i digitalmodell och i simulatorer med pilot.

Saab skaffade därför ett verktyg där man enkelt kunde sammanfoga färdiga block till block- och logikscheman av styrlagar, för att därefter enkelt kunna göra analyser för att se om konstruktionen var tillräckligt bra.

När designen var tillfyllest kunde man trycka på en ”knapp i verktyget” och automatiskt generera en styrsystemkod som kunde matas in i simuleringsprogram. Dels ett 6 frihetsgrads simuleringsverktyg kallat ARES för desktopsimuleringar och dels en simulator för simulering med pilot. Därtill kunde automatisk dokumentation erhållas.

När en utgåva (edition) av styrsystemet konstruerats och simulerats tillräckligt i beräkningsmodeller och simulatorer, kodades blockdiagrammet manuellt i programspråket ADA in i styrsystemets datorer. Därefter gjordes fortsatta simuleringar med aktuell hårdvara och markprov i Saabs simulatorer med pilot inför flygning.

Den manuellt kodade ADA-koden jämfördes också bit för bit med den simulerade autokoden, för att säkerställa att funktionen överförts korrekt till styrsystemets dator.

Modellbaserat designverktyg för styrsystem

För att undersöka vad som fanns på marknaden, besöktes olika institutioner och flygplanstillverkare i USA 1993. Det visade sig att det endast fanns ett verktyg kallat "SystemBuild" som uppfyllde Saabs krav på ett modellbaserat designverktyg för styrsystem.

Tidigare ritades blockscheman först för hand, därefter programmerades dessa i programspråket Fortran. Efter detta kopplades fortranprogrammet med blockscheman ihop med andra delar av styrsystemet, för vidare simulering och testning.

Med hjälp av verktyget "SystemBuild" kunde man nu använda sig av färdiga block, i verktyget kunde sedan blocken enkelt sammanfogas till ett färdigt blockschema. ”Blockschemadelen” av styrsystemet kunde därefter enkelt testas separat med färdiga kommandon i verktyget. Efter detta kopplades ”blockschemadelen” ihop med nästa del och sedan resten av styrsystemets blockdigram, för vidare testning och simulering.

När det önskade tillägget och funktionen testats och egenverifierats, skapade man automatkod genom att trycka på en kommandoknapp i verktyget. Automatkoden fördes sedan in i simuleringsverktyget ARES för desktopsimulering, samt för simulering med pilot.

Simuleringsmöjligheter

Förutom att införa verktyget "SystemBuild" behövdes en simulator med mycket bra omvärldspresentation. Ett mycket viktigt arbetsmoment är när pilot och konstruktör skall bedöma styrsystemeditionens styregenskaper, dessa bedömningar avser känslighet och tillväxt i flygplanssvar för ett pilotkommando, flygplanets flygegenskaper när det gäller frekvens och dämpning samt att flygplanet har rätt beteende i vindbyar.

Under ett besök på en simulatorkonferens i Albaqurque i USA, såg man en F-16 simulator med 180 graders omslutande omvärld både i sida och ovanför huvudet. Denna simulator gav en mycket realistisk flyguppfattning av flygning.

En sådan simulator – STYRSIM, byggdes på Saab för att användas under konstruktion av styrlagar tillsammans med pilot. Simulatorn användes också för verifiering av styrlagar. Här kunde man utnyttja simulatorn för att lägga upp flygprov och för att köra igenom testscheman, så kallade knäblock, som piloten har inför flygprov. Simulatorn användes även för ”torrflygning” inför flygproven, för att testa olika kombinationer av pilotkommandon. Efter ett flygprov kunde provteamet samlas i simulatorn och diskutera utfallet av flygprovet och jämföra det med resultatet från simuleringen i STYRSIM.

Pilot och konstruktör sitter då mycket nära varandra för samtal om styrlagskonstruktionen. Piloten gör också bedömning, enligt Cooper-Harper skalan, av styr- och flygegenskaper.

"Cooper Harper ratings" är en vedertagen skala inom flygbranschen där piloter gör subjektiva bedömningar och sätter betyg på flyg- och styregenskaper på ett flygplan.

Simuleringsmodell för Transonik transient

Redan under utvecklingen av JA 37 Viggen fann man, att vid retardation genom ljudfartsområdet d.v.s. transonik (”passage genom ljudvallen”), uppstod det stora tryckvariationer och avlösningar som gav kraftiga transienta störningar, s.k. transonika transienter.

Det skedde framförallt vid hastiga retardationer i sväng under lastfaktorbelastning från överljudsfart ned till underljudsfart.

För att mildra denna transient i JA 37 Viggen byggdes flygplanet om, så att främre delen av flygplanet vinklades ned något och en bula på ryggåsen tillfördes. Trots detta kvarstod en betydande del av störningen vid retardation genom transonik.

Därför provades att med styrautomatens hjälp i JA 37 Viggen skapa en motreaktion till störningen, för att på så sätt mildra problemet. I först a hand provades en lösning där motroder till störningen kommenderades ut som en funktion av Machtal, en så kallad framkoppling. Denna typ av lösning fungerade ej, eftersom störningen inte alltid inträffade exakt med den storleken, vid just ett specifikt Machtal.

Provflygplan nr 2 av Gripen hade påvisat att denna typ av störning fanns vid retardation genom transonik.

Den transienta störningen uppstod framför allt från en avlösning framför bakkantrodren på Gripen. Störningen uppträdde om anfallsvinkeln översteg ca 6 grader och störningens storlek berodde på hur hastig retardationen genom transonik var och vilken lastfaktor flygplanet hade. Dessutom berodde den transonika transienten på vilken last som hängde i flygplanets vapenbalkar.

Flygprov med ombyggda vingspetsbalkar visade att det inte var möjligt att med en ombyggnad, för att minska på den transoniska avlösningen vid bakkantrodren.

Under senare delen av 1990-talet fokuserades utvecklingen på att med styrsystemets hjälp reducera den transoniska transienten, som uppstår då flygplanet retarderar genom ljudvallen under lastfaktorbelastning.

Vindtunnelprov kan tyvärr inte påvisa fenomenet runt transoniska farter på grund av att det i en vindtunnel erhålls reflexioner från vindtunnelväggarna i farter runt ljudhastigheten, då reflexionerna påverkar mätresultaten. Dessutom beror fenomenet mycket på retardationshastigheten genom transonik, samt vilken lastfaktor flygplanet retarderar med.

Tidigare flygningar hade visat på stora transienter på grund av avlösning framför bakkantrodren. Fenomenet påvisades med hjälp av tofsning av vingens ovansida. Fenomenet kunde filmas med en kamera monterad på flygplanet. Avlösningen framför bakkantrodren gav upphov till en snabb och kraftig störning. Den inträffade i ett mycket snävt fartområde 0.92-0.95 av ljudhastigheten och vid en anfallsvinkel över ca 6 grader.

Den digitala simuleringsmodellen ARES med 6 frihetsgrader, skulle användas för att konstruera styrlagar, som reducerar transonik transienten till acceptabel storlek. Det visade sig att ARES-modellen inte alls gav den rätta storleken på en transonik transient som uppstår då Gripen retarderar snabbt genom transonik under belastning. Modellunderlaget i transonik var således osäkert och ej till fyllest.

Erfarenheter från tidigare flygplan visade att man endast kan använda sig av flygplanets sensorer såsom anfallsvinkelgivare, accelerometrar och gyron, för att kompensera och ge motkommando mot den uppkomna transonik transienten. Flygplanets sensorer känner av förändring av flygplanets rörelse, förändring i lastfaktor och belastning från transonisk transienten.

Att åstadkomma en styrlag som effektivt reducerar störningen i transonik transienten, kräver att styrlagen kompenserar för den tidsförlust som uppstår. Man måste nämligen först mäta vad som händer med flygplanet med hjälp av flygplanets sensorer i lastfaktor och anfallsvinkel, därefter gör styrlagen åtgärder och reducerar effekten av störningen med ett roderkommando.

Eftersom det tar en viss tid innan styrautomaten kan kommendera ett motkommando, måste man försöka kompensera för denna tidsförlust.

Alltså behövdes någon form av prediktering av vad som kommer att ske med flygplanet. Här var det nödvändigt att använda en predikterad anfallsvinkel. En annan bidragande del i problemet med transienten är att hantera den maximala lastfaktorbegränsning, som finns vid flygning i överljud och som är 1g lägre än vid flygning i underljud.

Retardationen genom transonik är ofta mycket snabb, vilket medför att förändringen i lastfaktorkommando kan i sig upplevas som en störning.

Detta hanteras genom att låta skillnaden i den maximala lastfaktorbegränsningen på 1g bero på retardationshastighetens storlek, så att förändringen i lastfaktorbegränsning kommer att ske långsammare om flygplanet gör en snabb retardation.

Styrlagarna för att ta hand om det transienta avlösningsproblemet består av en prediktion av anfallsvinkel. Detta sker genom att en signal passerar en förstärkning och ett "leadlagfilter", för att få ut ett roderkommando så tidigt som möjligt och till rätt storlek på både nosvinge och bakkantroder.

Eftersom rodereffektiviteten på bakkantrodren är 3 ggr större än på nosvingen, kompenseras detta på nosvingen så att de bidrar med ungefär samma momentstorlek.

Till hjälp för att komma igång med konstruktionen av en verksam styrlag, konstruerades i simuleringsmodellen ARES en tilläggsfunktion, vilken gav liknande fenomen som fanns i verkligheten. Genom omfattande tester av denna funktion, kunde strukturen i den kompenserande styrlagen i styrsystemet fastläggas.

I styrlagen byggde man in ett antal förstärkningar som kunde ändras under flygning med hjälp av en "Flight Test Function" (FTF). I pilotens testprogram som dokumenterades i "knäblocket", lades ett antal variationer av dessa förstärkningar in, som piloten kunde välja efter beslut från markstationen vid själva flygprovningen.

Förstärkningarna ökades så mycket som möjligt, för att minska transientens storlek vid snabba retardationer genom transonik i sväng under lastfaktorbelastning.

En teoretisk känslighetsanalys gjordes innan flygproven utfördes med de olika FTF-inställningarna. Indata till känslighetsanalysen bestod i hur mycket olika aerodynamiska data kunde variera i fartområdet under dessa manövrar, för att göra denna analyser användes modern reglerteori.

Olika lastalternativ provades också från flygplan med endast vingspetsrobotar, till flygplan med vinghängda fälltankar och asymmetriska lastalternativ. Retardationerna genom transonik gjordes med olika gasavdrag, men mest med flygtomgång som innebär det lägsta motorpådraget, vilket också gav den snabbaste retardationen genom transonik.

Lärdomar från arbetet med transoniska transienten var följande:

  1. Det är mycket svårt eller omöjligt att med ombyggnad av flygplanet minska eller eliminera den transoniska transienten på flygplanet.
  2. Det är mycket svårt att få ett bra aerodynamiskt underlag i det transoniska fartområdet.
  3. Det är möjligt att komma långt med reduktion av den transonika transienten, genom att använda återkopplade styrlagar som minskar transienten.
  4. Att piloten ska kunna retardera genom transonik med vilket lastalternativ som helst och med vilket gasavdrag som helst, var nödvändigt för att kunna göra Gripen "Carefree to Maneuver”.

Ändvirveldetektering

Flygplan med lyftkraft genererar skikt med rotation som släpps i lufthavet bakom flygplanet. Det bildas två motroterande vingspetsvirvlar som rullas upp nedströms. Avståndet mellan virvlarna beror på det genererande flygplanets spännvidd och styrkan på virvlarna beror på det genererande flygplanets vikt, lastfaktor och flyghastighet. Effekten på det inkommande flygplanet beror på hur det inkommande flygplanet träffar virvelpaketet.

I figuren visas passage av ett genererande flygplans ändvirvel.

De båda virvlarna fortlever relativt långt bakom det genererande flygplanet för att slutligen brytas ned, virvlarnas fortlevnad kan påverka och orsaka störningar på det efterkommande flygplanet.

Statiskt stabila klassiska flygplan har ett naturligt återförande aerodynamiskt moment, medan moderna statiskt instabila flygplan saknar detta. Det återförande momentet måste därför genereras artificiellt av styrsystemet.

Reducering av ändvirvelspåverkan

Under en jaktövning med Gripen från flottiljen i Såtenäs F7, där man flög över Vänern, havererade ett flygplan vid passage av målets ändvirvel under kraftigt dykande sväng. Flygplanet överstegrades och piloten sköt ut sig. Haveriutredningen visade att Gripens beteende vid ändvirvelpassage måste ändras.

Ny simuleringsmodell för ändvirvelspåverkan

En arbetsgrupp bildades hösten 1999 för att skapa en simuleringsmodell med ändvirvelsbidrag, för att så snabbt som möjligt komma igång med flygmekaniska simuleringar. Simuleringarna skulle både kunna utföras som mängdsimuleringar med simuleringsmodellen ARES och som simuleringar tillsammans med pilot.

De fysikaliska modellerna som skulle implementeras i simuleringsmodellerna, skulle vara så enkla som möjligt. Resultatet blev att det gjordes en tilläggsmodell som beräknade tillskottskrafter och moment, vilka adderades till den ordinarie simuleringsmodellen i ARES.

Alfa-flöjlarna på var sin sida om nosen mäter luftens strömning på flygplanet. Vid en ändvirvelpassage påverkas de av den ändrade strömningen från ändvirvlarna. Denna information kan användas i styrsystemets styrlagar, för att minska flygplanets rörelse i vindbyar och vindar. Informationen från alfaflöjlarna gör det möjligt att se till att variationen på grund av vindbyar vid siktning blir så liten som möjligt.

Därför togs även en modell fram för hur alfaflöjlarna påverkas vid en ändvirvelpassage med ändrad strömning.

När simuleringsmodellen ARES uppdaterats med simuleringstillskotten från ändvirvlarnas krafter och moment samt alfa-flöjlarnas påverkan vid ändvirvelpassage, kunde en förstudie inledas.

Förstudien hade till syfte att ta fram en styrlag i styrsystemet, som så mycket som möjligt minskade störningen på flygplanet vid en ändvirvelpassage. Det moderna statiskt instabila flygplanet skulle bete sig som ett klassiskt statiskt stabilt flygplan eller bättre vid en ändvirvelpassage.

I förstudien konstaterades att alfaflöjlarnas påverkan från ändvirvlarna orsakade en störning på flygplanet som kunde ge höga anfallsvinklar, om det genererande flygplanet hade hög lastfaktor och hög anfallsvinkel.

Förstudien visade att det gick att särskilja farliga ändvirvelspassager från vindbyar. Därför skapades en detekteringsfunktion som bytte styrlag när flygplanet passerade en ändvirvel. Styrlagarna bytte signal för att sedan återgå till normal alfainformation när ändvirveln var passerad, denna teknik reducerade kraftigt störningen vid en ändvirvelspassage.

För att verifiera denna nya styrlag med detektering av ändvirvel och reducering av störning vid ändvirvelspassage, användes ARES 6 frihetsgrads modell med tillskotts effekter från ändvirvelspassage. Ändvirvelns påverkan på det inkommande flygplanet beror på det genererande flygplanets belastning och vilken belastning det inkommande flygplanet har samt i vilket flygfall flygplanen befinner sig, dessutom hur ändvirveln passeras.

Resultatet av dessa mängdsimuleringar visade på mycket bra resultat. Styrlagen i styrsystemet som ser till att Gripen vid passage av genererande flygplans ändvirvlar får en liten störning på flygplanet, var verifierad, validerad och klar för flygprov.

Flygprov med ändvirvelsgenerering

Flygprov genomfördes med en ändvirvelsgenererande Gripen som skulle åstadkomma ändvirvlar med olika lastfaktorbelastning. Inkommande flygplan var också en Gripen, med fullständig mätutrustning.

På så sätt kunde man mäta hur det inkommande flygplanet träffade ändvirveln och dess effekt på flygplanet, dessutom kunde man verifiera att styrlagen i styrsystemet detekterade och reducerade effekten från ändvirveln vid ändvirvelspassager. Passager gjordes symmetriskt genom det genererande flygplanets ändvirvlar, både under- och ovanifrån. Dessutom gjordes ändvirvelspassage lateralt från sidan

I figuren visas olika flygprovmanöver för passage av ändvirvlar som genererats av en Gripen

Man flygprovtestade också att detekteringsfunktionen inte av våda detekterade vid starka vindbyar utan endast ändvirvlar.

Dessutom kontrollerades effekterna av att ligga bakom ett lufttankningsflygplan för att se om Gripen påverkades av dessa störningar. Detta prov gjordes med ett Herculesplan. Resultatet från dessa flygprov visade att det inte fanns några problem med att ligga mycket nära ett tankerflygplan med propellrar som ger slipströmmar, Gripen låg stadigt på plats.

Utländska flygplanstillverkare visade stort intresse för Saabs arbete på detta område.

Natoanpassningar

För export av Gripen var det nödvändigt att Nato-anpassa flygplanet med möjlighet att bära de vapenlaster som de nya kunderna krävde, dessutom måste möjlighet till lufttankning finnas. Därför skapades Gripen delserie 3, som finns i två versioner, Gripen C ensitsig och Gripen D som är en tvåsitsig version. Här fanns också viktiga förändringar, som större flerfärgsindikatorer i kabinen och andra förbättringar för internationell anpassning.

Lufttankning

För att förlänga flygtiden under ett uppdrag, infördes möjligheten att lufttanka flygplanet via en tankprob i Gripen C och D. Tankproben fälldes ut från kroppen på flygplanet bakom vänster nosvinge (som ett teleskop), när det var dags för lufttankning.

Att tankproben satt på vänster sida strax bakom piloten kunde bli ett problem för pilotens möjlighet att styra tankproben rätt in i korgen. Utländska flygplanstillverkare trodde inte att den ordinarie styrlagen skulle räcka till för att styra proben in i korgen. Man trodde att en ny avancerad styrlag krävdes. Flygprov med lufttankning efter olika tankerflygplan visade att den ordinarie normala styrlagen i styrsystemet var tillräcklig och fungerade väl och dessutom utan PIO-problem.

Möjlighet finns naturligtvis att konstruera en automatisk infångningsfunktion av korgen till tankproben i styrsystemet, om lämpliga sensorer finns tillgängliga för att eventuellt ytterligare underlätta för piloten.

Tunga vapenlaster

Delserie 3 av Gripen Nato-anpassades för att kunna flyga med tunga baktunga vapenlaster i de olika vapenbalkarna.

Detta innebar att ett stort antal möjliga kombinationer av vinghängda laster skulle vara möjliga att flyga med. De tunga och baktunga lastalternativen påverkade flygplanets styr- och flygegenskaper. Flygplanets tyngdpunkt påverkades av tung vapenlast genom att flygplanets tyngdpunkt hamnade med många lastalternativ långt bak, vilket ledde till att grundflygplanet blev mer statiskt instabilt.

Detta innebär att stabiliteten och styr- och flygegenskaperna ändras till det sämre enligt ekvationen nedan. Grundflygplanets Cmalfa (blått) blir mer positiv, det vill säga mer instabil och den normala alfa-återföringen blir då för låg för att kunna erhålla slutligt önskat artificiellt C*malfa med önskade styr- och flygegenskaper.

CmalfaT = CmalfaF + KALFDC*Cmdc + KALFDE*Cmde

Det blå Cmalfa är grundflygplanets instabila egenskaper. När tyngdpunkten flyttas bakåt blir detta Cmalfa ytterligare instabilt och måste således stabiliseras med extra alfa återföringsförstärkningar till KALFDC och KALFDE.

KALFDC innebär en förstärkning K från en alfa-givare till nosvinge och KALFDE innebär en förstärkning K från en alfa-givare till bakkantroder.

År 2002 genomfördes flygprov med en tungt lastad Gripen. Man kunde då visa att detta beräkningssätt var en framkomlig väg till att förbättra både stabiliteten samt styr- och flygegenskaper för mycket tunga, baktunga lastalternativ.

Med Flight Test Function (FTF) hade piloten möjligheten att prova olika extra alfa förstärkningstillägg till KALFDC och KALFDE i styrsystemets styrlagar.

Flygprov gjordes med det extra alfa-återföringstillägget genom en FTF, som visade att detta var en framkomlig väg för att förbättra styr- och flygegenskaper vid flygning med tunga baktunga lastalternativ. Då gick det att visa att man klarade de typer av krav som exportkunder ställde i detta hänseende.

Genom att lägga till en anpassad extra alfa-förstärkning som beror på vilken last som hänger på flygplanet, kan styrlagarna förbättra det baktunga flygplanets styr- och flygegenskaper.

Flygegenskaper blir då ungefär lika med egenskaperna av ett lätt flygplan, om de jämförs med samma lägre lastfaktor gräns och anfallsvinkel gräns som gäller för det tunga baktungaflygplanet.

CmalfaT = CmalfaF + (KALFDC+ KDALFD)*Cmdc + (KALFDE + KDALFD)*Cmde

I figuren ovan visas effekten av extra alfa-återföring på flygplanets egenskaper.

Utan ytterligare extra tillägg till alfaåterföringsförstärkningarna, blir flygegenskaperna för det tunga/baktunga flygplanet sega och slöa (se den runda polen i imaginär/realdelsdiagrammet ovan).

Med tillägg av ytterligare förstärkning, det extra tillägget till alfa-återföringsförstärkningarna, kan det tunga/baktunga flygplanets egenskaper komma närmare det lätta flygplanets precisa och rappa egenskaper när den runda polen närmar sig det lätta flygplanets poler.

I figuren nedan visas en jämförelse för max spakkommando bakåt mellan ett lätt lastat flygplan och ett tungt lastat baktungt flygplanmed extra alfa återförstärkningar.

Figuren ovan visar att det tunga flygplanet har ungefär samma lastfaktor respons för ett spakkommando i tipp som för ett lätt lastat flygplan.

Det extra tillägget till alfa återföringsförstärkningarna KDALFD, beror på vilken last, som hänger i de olika vingbalkarna på flygplanet.

För att bestämma storleken på tilläggsförstärkningen KDALFD behövdes en klassificering av vapen och last med avseende på vikt, volym och aerodynamiska effekter. Därför skapades AeroData kod för olika vapen.

Det extra alfa återföringstillägget för vapen hängande i balkläge 2, används för att ge det extra alfa-tillägget KDALFD, som använder vapnets massa och hävarmen till balkläge 2 från tyngdpunkten. KDALFD kompenserar för den tyngdpunktsförändring som sker när lasten hänger i balkläge 2.

För balkläge 3 beräknas det aerodynamiska bidraget från last i balkläge 3. Även kompensation för massa i balkläge 3 görs vid beräkning av tilläggsförstärkningen KDALFD.

För att undvika översvängningar över lastfaktorgräns och anfallsvinkel, då piloten ger stora spakkommandon, finns ett extra bidrag som ökar alfa-återföringen.

Förutom införande av extra alfaåterföring i styrlagarna klassas flygplanet med hängande laster under vingarna in i olika prestandagrupper. Varje prestandagrupp har sin anfallsvinkel- respektive lastfaktorgräns och max rollvinkelhastighet.

Med extra alfaåterföring och prestandagrupper infört i styrlagarna för styrsystemet gjordes mängdsimuleringar med olika lastalternativ. Det gjordes för att se om stabilitet, styr- och flygegenskaper låg som förväntat på "nivå 1" för tunga laster.

Dessutom kontrollerades att alfa lastfaktor- och rollvinkelhastighetsgränser inte överskreds vid maximala spakkommandon och kombinationer av maximala tipp, rollspak- och pedalkommandon under specificerade tidssekvenser.

Mängdsimuleringar

För att genomföra dessa kontroller användes ett verktyg som fick namnet KLAS (KLAS står för Klassificering av LASter). KLAS baserades på mängdsimuleringar med kombinationer av maximala spak- och pedalkommandon under specificerade tidssekvenser. Resultaten för användning av KLAS sammanfattade hur väl ett lastalternativ klarade kombinerade pilotkommandon mot anfallsvinkel, lastfaktor- och rollvinkelhastighetsgränser.

För att undvika att komma i okontrollerat läge (departure), vid stora anfalls- och snedanblåsningsvinklar, definierades en säker tillåten envelopp i anfalls- och snedanblåsningsvinkel.

Flygplanets svar från pilotens kombination av maximala spak- och pedalkommandon, måste hamna inom denna envelopp. Gränserna i alfa och beta kallas för termoskriteriet.

Dessutom kontrollerades att last- och sidlastfaktor samt rollvinkelhastighetsgränser för varje lastalternativ låg inom de specificerade kraven.

Som tidigare visats blir det snart många kombinationer av lastalternativ. Resultaten från mängdsimuleringarna av de olika lastalternativen analyserades, vartefter man valde ut lastalternativ med besvärliga resultat som skulle flygprovas.

Innan man genomförde flygprov simulerades lastalternativen med besvärliga resultat med pilot i STYRSIM, detta gav möjlighet till att förbereda svåra kombinationsmanövrar. En sådan manöver kunde avse genomförande av tipp, rollspak och pedalkommando i en bestämd tidssekvens där tiden mellan kommandona var viktig för att få värsta möjliga utfall.

Före en provflygning hölls alltid en briefing med piloten där personal från olika discipliner deltog.

Flygutprovningen analyserades i realtid med flygningen i en parallellt gående realtidsmodell för aerodata i simuleringsmodellen ROMAC. Vid en eventuell avvikelse mellan modell och verklighet rättades vid behov aerodata. Ofta var resultatet från flygprovet bättre än vad simuleringar visade.

Flygutprovningen övervakades i en kontrollstation, data till kontrollstationen telemetrerades från provflygplanet med cirka 0.5 sekunders tidsfördröjning. Det fanns tillgång till sensordata som anfallsvinkel, snedanblåsning, vinkelhastigheter etc., ytterligare tillgång fanns till alla rodersignaler och kommandon samt en hel del interna styrsystemsvariabler.

Förutom personal från teknikområde styrsystem deltog personal från andra teknikdiscipliner i arbetet med för att övervaka proven. Denna personal kom från aerodynamik, flygmekanik, hydraulik, motor och struktur.

Proven leddes av flygprovpersonal som provledare och ofta med en säkerhetspilot som bisittare i kontrollstationen. Provledaren hämtade alltid in godkännande från alla närvarande teknikdiscipliner efter en genomförd testposition, piloten i provflygplanet utförde sina testpositioner på "knäblocket" efter godkännande från provledaren.

Personalen i kontrollstationen övervakade att inga gränser överskreds och att manövrarna genomfördes korrekt, man bistod också om något fel inträffade på flygplanet.

Efter en flygprovning av ett lastalternativ hölls alltid en debriefing, där man gick igenom och diskuterade resultatet. Vid denna debriefing deltog personal från de olika teknikdisciplinerna tillsammans med pilot.

Design och kvalificeringsprocess

I detta avsnitt sammanfattas hur man utvecklat styrlagar och kvalificerat dessa genom verifiering och validering som genomförts i olika simulatorer och genom flygprov.

Designfas

Designfasen av styrsystem består av fyra steg. Först görs en förstudie på det man vill förändra i styrlagarna, det kan gälla en förbättring eller justering av ett problem och utförs av styrlagskonstruktören.

Därefter görs en preliminär design med verktyget "SystemBuild", där man tar fram blockscheman och logik. Med samma verktyg kan styrsystemets stabilitet och egenskaper studeras linjärt, på så sätt kan man se den ändrade styrlagens dämpning och frekvens samt stabilitetsmarginaler.

Från blockscheman i verktyget ”SystemBuild” genereras sedan automatkod av styrlagarna i styrsystemet, vilka sedan implementeras i en 6 frihetsgradsmodell av Gripen kallad ARES. Med ARES-modellen kan olinjära digitala 6 frihetsgrads simuleringar av styrsystemutgåvan utföras.

Med ARES kan också mängdsimuleringar (batch-simuleringar) utföras för olika typer av manövrar och flygfall. Detta arbete utför styrlagskonstruktören som en del i sin egenverifiering, till sin hjälp har styrlagskonstruktören resultat från mängdsimuleringar för att klassificera olika laster. Simuleringarna utförs med hjälp avverktyget KLAS och består av mängdsimuleringar med olika typer av maximala spak- och pedalkommandon. Här simuleras olika tidssekvenser för olika lastalternativ för att se att Gripen är "Carefree".

Sedan implementeras ARES-modellen med den nya automatkoden av styrsystemprogrammet in i simulatorn STYRSIM som en realtidsapplikation. Här kontrollerar styrlagskonstruktören att den nya utgåvan av styrlagarna i styrsystemet fungerar som specificerat. Därefter kallas en pilot in som tillsammans med styrlagskonstruktören går igenom resultatet och ger synpunkter på den införda ändringen samt föreslår eventuellt justeringar och ändringar.

Sista steget innan den nya styrlagsändringen skall ”mjukfrysas”, är att koda in ändringen i programspråket ADA. ADA används i de verkliga styrsystemdatorerna i hårdvarusimulatorerna SYSIM.

”Mjukfrysning” innebär att man kan gå vidare med styrlagsändringen till nästa steg som är verifiering.

Införande av ändringen beslutas vid ett beslutsmöte kallat Flight Control Board (FCB). I SYSIM görs också simuleringar med pilot för att se att funktionen överförts korrekt.

När pilot och styrlagskonstruktör samt FCB är överens om att simulerad ändring fungerar enligt specifikation, gör FCB en ”mjukfrysning” av den nya styrlagsändringen och därmed av programvaran i styrsystemet. I FCB-beslutet ingår även resultat från ovan nämnda mängdsimuleringar.

Verifiering

När den nya styrlagsändringen i styrsystemet är ”mjukfryst” tar en oberoende verifieringsgrupp över och utför mängdsimuleringar samt simuleringar med pilot enligt verifieringsgruppens egna oberoende testscheman.

Blir det utfall i denna process återgår den nya ändringen i styrsystemet tillbaka till designfasen och styrlagskonstruktören.

I arbetet med verifieringen använder man sig av mängdsimuleringar i ARES och simuleringar med pilot i STYRSIM, dessutom använder verifieringsgruppen hårdvarusimulatorn SYSIM med ADA-kod i styrsystemdatorn.

Om utfallet från verifieringen visar att ändringen följer specifikation och inte haft några besvärande utfall,”hårdfryses” programvaran och därmed även styrlagarna i styrsystemet.

”Hårdfrysning” innebär att styrlagsändringen i styrsystemet är godkänd för validering.

Validering

Valideringsgruppen är en grupp oberoende experter, som utför tester på styrsystemet med Gripen-simuleringar. Delar av dessa tester är fasta och består av felsimuleringar på styrsystemet och andra system ingående i Gripen. Om det blir utfall i valideringstester måste en ny utgåva av styrsystemet skapas.

Flygprov

Under flygprov med ny styrsystemutgåva/edition görs editionskontroll av införd ändring, varefter flygproven kan fortsätta. Till hjälp i flygutprovningen har man ROMAC som är en realtidsvariant av simuleringsverktyget ARES.

ROMAC körs parallellt med pilot under flygproven, där pilotens kommandon, flygplanets fart och höjd matas in i ROMAC inför varje testpunkt i flygprovet. ROMAC är synkroniserat med flygprovet. På detta sätt kan man jämföra resultatet från ROMAC:s parallellsimulering och det verkliga flygplansvaret från flygprovtestet. Man kan då enkelt se eventuella avvikelser i aerodataunderlaget, åtgärda avvikelser samt uppdatera aerodataunderlaget och därmed få bättre och bättre noggrannhet i simuleringarna av Gripen.

Författarens reflektioner