Utveckling av världens bästa styrsystem

Vägledning till läsaren

Denna text beskriver hur man under ett antal år på 1980-1990-talet tog fram ett helt unikt styrsystem för ett militärt stridsflygplan. I texten beskrivs detaljerat hur utvecklingsarbetet bedrevs för att utveckla styrsystemet till JAS 39 Gripen (i fortsättningsvis kallat Gripen). Detta flygplan är ett modernt statiskt instabilt flygplan med unik prestanda och som skär genom luften med liten energiförlust.

Här finns beskrivningar hur man hanterar svåra flygtekniska problem genom att använda ett mycket väl strukturerat arbetssätt.

Berättelsen visar också på hur man hanterar de framsteg som skett inom elektronik och datorutveckling, för att framtidssäkra funktioner och system.

När speciella problem uppstår som i detta fall gäller haverier, gäller det att systematiskt analysera och prova möjliga lösningar. Berättelsen ger här detaljerade beskrivningar om hur man praktiskt arbetade samt vilka avvägningar och beslut som togs.

I texten får man dessutom en konkret och praktisk beskrivning av de flygtekniska problem man har att hantera, vid stora komplexa systemutvecklingsprojekt.

Bakgrund

På Saab har man en stor fördel att det är korta avstånd mellan olika teknikdiscipliner och grupper. Inom Saab är man bemannad med relativt få personer i respektive teknikdisciplin, man har ett informellt arbetssätt och kan enkelt nå varandra.  Detta gör att blir enkelt att redovisa tankar, resultat och därefter ta beslut, hela tiden är piloten aktiv i diskussioner och beslut.

Rekommendation

Författaren rekommenderar nedanstående texter som har koppling till denna berättelse: Under "undvärde, läs gärna Utveckling av Teknikdemonstratorer, under Utvecklingskompetens, läs gärna Förmågeutveckling av styrsystem och Metodik och analyser i designarbete.

Texten berör markerade områden inom förändringsresan i flygindustrin

Sammanfattning

Att konstruera ett modernt statiskt instabilt flygplan som Gripen, kräver intimt samarbete mellan olika teknikdiscipliner. Gemensamt för detta arbete är att utveckla styrsystemet i Gripen så att efterfrågad funktion och prestanda innehålls.

Erfarenheter från tidigare flygplan visade att automatisk begränsning av lastfaktorer, laster och anfallsvinkel avlastade piloten så han inte behöver övervaka dessa flygparametrar.

Med ett statiskt instabilt grundflygplan kan styrsystemet skapa styr- och flygegenskaper som kan vara allt från ett långsamt bombflygplan till ett mycket manövrerbart jaktflygplan inom flygplandesignens fysikaliska gränser.

Från styrsystemets spak och sensorer, via styrsystemets datorer till roderservon och roderläge, måste systemet ha så kort tidsfördröjning som möjligt, detta för att kunna stabilisera och skapa exakta och bra styr- och flygegenskaper. Stor tidsfördröjning i systemet är mycket svår att kompensera i ett senare konstruktionsskede.

För piloten är det bara att rikta in fartvektorsymbolen i presentationen av ”Head Up Displayn” på den plats piloten vill landa. Gripen kan landa på smala vanliga vägar ute i terrängen och kan därför utnyttja väldigt många landningsmöjligheter vid behov.

Genom Saabs undersökning av PIO (Pilot Inducerad svängning) för Gripen med teoretiska studier och praktiska, genomgripande flygprov, blev och är Saab världsledande när det gäller kunskapen om PIO-relaterade problem.

Genom en enkel analys och jämförelse med Gripen i ensitsversion som hade mycket god pilot i loopen stabilitet (ingen PIO), kunde förstärkningen för pilotens kommando för tvåsitsversionen av Gripen sänkas och filtreras. Med justering av styrlagarna i Gripens tvåsitsiga version på förarkommando, blev även tvåsitsversionen av Gripen PIO fritt med lika bra egenskaper som Gripens ensitsiga version.

För att åstadkomma de utmärkta flygegenskaper, som Gripen har, måste ett mycket nära samarbete ske mellan de olika teknikdisciplinerna. Styrsystemet och styrlagarna blir ”spindeln i nätet” och har därmed kontakt med så gott som alla teknikdiscipliner.

Beskrivning av innehåll

  • Att konstruera ett modernt statiskt instabilt flygplan som Gripen, kräver intimt samarbete mellan olika teknikdiscipliner.
  • För att kontrollera att alla delar i styrsystemet hänger ihop och kan stabilisera det statiskt instabila grundflygplanet, måste alla delar och apparater som ingår och samverkar med styrsystemet simuleras som en helhet.
  • Olika typer av provflygningar var en stor del i utvecklingsarbetet.
  • I den metodik som användes för att utveckla styrsystemet användes ett stort antal olika typer av simuleringar.
  • En ny styrautomat utvecklades under mitten delen av 1990-talet som fortfarande är världsunik.

Utveckling av världens bästa styrsystem

Att konstruera ett modernt statiskt instabilt flygplan som Gripen, kräver intimt samarbete mellan olika teknikdiscipliner. Gemensamt för detta arbete är att utveckla styrsystemet i Gripen så att efterfrågad funktion och prestanda innehålls.

Kontakten är tät mellan medarbetarna i teknikdisciplinerna, speciellt gäller detta för Styrsystem och Aerodynamik som ”praktiskt taget sitter i knät på varandra”. Dessa teknikdiscipliner samarbetar för att få fram krafter, moment och rodermoment på flygplanet. Dessutom kontrollerar man att prestanda kan hållas vid olika farter och att det finns möjlighet att hela tiden kontrollera flygplanet med flygplanets roder.

Även struktur, massa och tyngdpunkt är viktiga för att kunna svänga med 9-g och för att kunna stabilisera flygplanet. Här bestäms den styvhet man vill ha på vingar och roder. På rodren vill man ha styvhet, för att få bra rodereffektivitet och för att kunna stabilisera flygplanet i alla lägen och dessutom få ut bra prestanda på flygplanet.

Styrsystemet begränsar lasterna på flygplanet, nosvingar och bakkantroder i olika fartområden för att inte överlasta flygplanstrukturen, så inte extra strukturvikt (massa) behöver tillföras flygplanet. Grundtanken är att flygplanet skall vara så lätt som möjligt, därför är det viktigt att hela tiden ha en aktiv viktjakt och tyngdpunktskontroll. För detta ändamål sker många kontakter mellan ett antal teknikdiscipliner.

Aeroelastiska effekter som fladder måste hållas under kontroll av styrsystemet. Kontrollberäkningar för fladder används för att konstatera att man ligger rätt i förstärkningsnivå i konstruktionen av styrsystemet.

För att stabilisera det mycket instabila flygplanet, går det åt kraft att styra ut rodren snabbt. Rodren försörjs av hydraultryck från hydraulsystemet. Därigenom sker det mycket diskussioner mellan teknikdisciplinerna vid konstruktion av hydraulsystem och för hydraultryckets variation med motorvarvtal.

När man skall utföra taktiska uppgifter med flygplanet krävs att styrsymboler som visas i ”SI” (siktindikator) och ”Head Up Display” är lättanvända. För att kunna sikta och bekämpa mål krävs därför också samarbete med teknikdisciplinerna som arbetar med presentation, manövrering och sikten.

Styrsystemet måste dessutom konstrueras så att flygplanet får en mycket god stabilisering och mycket goda styregenskaper för piloten, det åstadkoms med styrsystemets hård- och mjukvara. Styrsystemet måste också vara byggt så att fel kan hanteras med minimum degradering av styr- och flygegenskaper.

För att bedriva en intensiv och interaktiv flygutprovning krävs också en nära samverkan mellan teknikdiscipliner.

Den samlokalisering av olika teknikdiscipliner som skedde efter haveriet 1989, har varit en starkt bidragande orsak till Gripens framgång. Kontoret för styrsystem har varit fysiskt placerat nära intill andra teknikdiscipliner som flygprov, flygplan i hangar, samt med piloter. En annan bidragande orsak till framgången har varit att det i dessa lokaler finns tillgång till en simulator (STYRSIM), för att enkelt testa olika lösningar och lägga upp olika flygprov.

Saabs processer för att få fram ett flygvärdigt flygplan är mycket genomarbetade med många års erfarenhet. Det är flygplanets funktioner och egenskaper man skall fokusera på, med detta avses att verkningsgraden skall vara så hög som möjligt, för att få in funktioner och egenskaper i flygplanet och inte överdokumentera.

Viktiga parametrar för styrlagar

Vid konstruktion av styrlagar till styrsystemet kommer ett stort antal parametrar att ha betydelse. Nedan visas exempel på viktiga designparametrar att ta hänsyn till.

För aerodynamik och flygegenskaper behöver olika faktorer påverkas enligt följande:

  1. Ha erforderlig stabilisering av flygplanet i tipp, roll och gir.
  2. Ge goda styregenskaper för piloten.
  3. Ha erforderliga start- och landningsegenskaper, vid start och landning på smal och kort bana.
  4. Ha erforderliga svängprestanda -stationär och instationär.
  5. Ha goda styr- och flygegenskaper, från lägsta fart, till högsta fart, på alla höjder.
  6. Ha erforderlig rollprestanda och ett minimum av motstånd vid sväng och planflykt för att bevara energin.
  7. Hantera svängkoordinering för att minimera snedanblåsning och last på fenan.
  8. Ge möjligt att kommendera maximal lastfaktor och anfallsvinkel, för flygfallet utan att passera stallgränser i alfa eller strukturgränser i lastfaktor.
  9. Minimera transonikstörning.
  10. Hantera tidsfördröjningar i styrsystemet.

De viktigaste frågorna för att arbetet med struktur vikt och hållfasthet är:

  1. Flygplansvikt, tyngdpunkt, lastfaktor, belastning, rollprestanda, bränsleförbrukning och vapenlaster.
  2. Vingstyvhet och roderstyvhet.
  3. Servokonstruktion och roderaxelmoment kontra servostyrka.

Det som berör styrsystemets utformning avseende bränslesystem utgörs i första hand av:

  1. Tyngdpunkt, bränsleförbrukning.
  2. Vapen och vapenintegration.
  3. Vapen och vapenlaster.

Ett annat område som måste hanteras för är aeroelastiska egenskaper för att undvika att excitera aeroelastiska svängningar (fladder).

Primära funktioner i ett styrsystem som berör hydraulik är:

  1. Hydraulförsörjning och hydraultryck som funktion av gaspådrag och motorvarvtal.
  2. Roderhastigheter.

Vid specifikationer av komponenter som påverkar ett styrsystem, är följande faktorer viktiga:

  1. Redundanshantering vid fel.
  2. Frågor om test och underhåll.
  3. Olika typer av aspekter på kostnader.

Konstruktion av Styrlagar

Detta avsnitt beskriver viktiga delar man måste beakta vid konstruktion av styrlagar.

I nedanstående figur visas vilka primära funktioner som berörs. I texten efter figuren beskrivs dessa mer ingående.

Nedan beskrivs viktiga hänsynstaganden vad gäller konstruktionen av styrlagar för de teknikdiscipliner som visas i den övre delen av figuren.

Aerodynamik

För att konstruera styrlagar till ett modernt statiskt instabilt grundflygplan, som Gripen, behövs ett noggrant aerodynamiskt underlag i krafter och moment för olika roderutslag. För att få detta underlag blåstes en förminskad modell av Gripen i olika vindtunnlar. Några fasta lastalternativ valdes såsom vingspetsrobotar, attacklast för sjömål 1, asymmetrisk last Last C och Jakt1ÖYB.

Asymmetrisk last innebär att den vinghängda lasten under ena vingen är tyngre än vinghängda lasten under den andra vingen.

Resultatet från det dataunderlag som erhölls, användes för att modellera det instabila grundflygplanets egenskaper för konstruktion av styrlagar och simulering. Dessutom sammanställdes en pärm med plottar i mattform av alla mätningar i vindtunnel.

För konstruktion av styrlagar valdes 53 punkter ut i flygenveloppen med olika farter, höjder, anfallsvinklar och lastfaktorer. I dessa flygfall plockade man ut fart, höjd, anfallsvinkel, lastfaktor, derivator i tipp, roll och gir samt roderlägen (PCC-fall), att ingå i själva styrlagskonstruktionen.

Styrlagskonstruktionen skulle ge nivå 1 på flygegenskaper till samtliga ovanstående lastalternativ enligt Militära Specifikationer. Genom att välja rätt förstärkningar och filtreringar i olika flygfall kan man skapa önskvärda flygegenskaper som faller inom nivå 1 avseende flygegenskaper.

Struktur, vikt och hållfasthet

För att kunna ta ut så mycket prestanda av flygplanet som möjligt och inte lägga på extra strukturvikt, vill man ha effektiva begränsare som gör att flygplanet inte överskrider strukturgränser vid lastfaktorbelastning, rollvinkelhastighet med lastfaktorbelastning, sidlastfaktor och ving- och roderlaster.

Styrlagar i ett styrsystem kan automatiskt kontrollera och noggrant begränsa lasten på ett flygplan. När piloten drar spaken maximalt bakåt kommenderas flygplanet till gränsen för lastfaktor, utan att överlasta flygplanet. Om piloten kommenderar maximal spak bakåt och maximal roll höger eller vänster, begränsas uttagbar lastfaktor i kombination med roll så att inte flygplanet överbelastas.

Detta beskrivs närmare i texten om ”Förmågeutveckling av styrsystem” i avsnitt ”Carefree Maneuvering”.

Belastningen på nosvinge och bakkantroder kan och ska också kontrolleras och begränsas, man uppnår detta genom att begränsa nosvingens utstyrning så att lasten på nosvingen inte blir för stor och att servona orkar med att styra ut nosvingen. Denna begränsning sker framförallt i överljud där krafterna på rodren är som störst och där flygplanet är statiskt stabilt. Även belastningen och rodermomenten på bakkantrodren kontrolleras och begränsas, så inte roderstall kan inträffa vid överljudsflygning.

Massa och tyngdpunkt på flygplanet är mycket viktigt att hålla under uppsikt, vilket berör särskilt stabilitet, prestanda och belastning på flygplanet.

Bränslesystem

Flygplanets tyngdpunkt är viktig att hålla inom tillåtet tyngdpunktsområde, speciellt det som beror på bränslemängden. Därför är det viktigt att tömma tankarna i en bestämd ordning, för att minska tyngdpunktsvariationen så mycket som möjligt.

Vapen och vapenintegration

För att stabilisera flygplanet och ge flygplanet bästa möjliga flygegenskaper med hängd last, måste styrsystemet veta massan på yttre vapenlaster och dess påverkan på tyngdpunktsläget. Dessutom kan vissa vapen kräva en viss typ av flygplansstyrning, vilket i så fall åstadkoms av styrsystemet då piloten styr flygplanet.

Aeroelastiska egenskaper - fladder

Flygplanet får inte råka ut för aeroelastiska svängningar, fladder, med det återkopplade styrsystemet.

Detta gör att styrlagskonstruktionen förenklas och flygegenskaperna blir bättre. Styr- och flygegenskaper kan då innehålla kravet att amplituden vid fladderfrekvensen skall vara minde än - 6dB.

Specifikationer

Flygplanets flygegenskaper bestäms av specifikationer såsom t.ex. MIL 8785C och projektspecifikationen för Gripen. I dessa dokument bestäms vilken frekvens, dämpning och spakkänslighet etc., som flygplanet ska ha. Dessa egenskapskrav är i många fall generösa, vilket kan göra det svårare att veta vilka egenskaper en pilot vill ha på flygplanet.

Erfarenheterna har hämtats från experimentflygplanet JA 37 ESS01, om hur piloten vill styra ett flygplan och vilka flygegenskaper flygplanet skall ha. Detta är väsentligt för att kunna ha nivå 1 egenskaper och därmed ge höga pilotbedömningar enligt skalan i ”Cooper Harper ratings”.

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

Naturligtvis vill man utnyttja det moderna statiskt instabila flygplanets potentiella egenskaper. Därför är det viktigt att svänga flygplanet med så lite förlust av energi och motstånd som möjligt i sväng och även i planflykt. Nosvinge- och bakkantroder skall därför vara motståndsoptimalt inställda vid olika lastfaktorer och flygfall. På så sätt behåller flygplanet sin energi så mycket som möjligt och får bättre stationär svängprestanda.

Nedan beskrivs viktiga hänsynstaganden på konstruktionen av styrlagar för de teknikdiscipliner som visas i den nedre delen av figuren, nr 7 och 8.

Styrsystemets hårdvara

För att stabilisera det moderna statiskt instabila grundflygplanet Gripen och kunna utnyttja de prestandafördelar som ligger i ett statiskt instabilt grundflygplan, krävs snabba och precisa flyglägesgivare såsom vinkelhastighetsgyron, anfallsvinkelgivare och accelerometrar. Givarsignalerna måste behandlas i styrlagarna och styrsystemdatorn för att skapa stabiliserande kommandon till flygplanets servon, som i sin tur styr ut rodren.

Onödig tidsfördröjning är en fasförlust och det gör det besvärligare att stabilisera ett modernt statiskt instabilt grundflygplan.

Med erfarenhet från JA 37 Viggen konstruerades en minispak med hög bandbredd. Skälet till detta var att eliminera den stora spakens olinjäriteter och destabiliserande effekter från den långa spakens och armens masskrafter. Minispaken var i första skedet odämpad och var egentligen tänkt att samverka med en kraftmotor som skulle ge nödvändig dämpning, detta gick inte att realisera på grund av värmeproblem. Sensorerna har alla hög bandbredd och därmed liten fasförlust.

Konstruktionen hade tre asynkront beräknande datorer med mittvärdesval på givarsignaler. Genom detta fick alla datorer samma givarinformation och mittvärdesval på datorkommenderade utsignaler till respektive servo.

Det var nödvändigt att Saab gjorde designen av de analoga roderservolooparna. Skälet till detta var att man måste konstruera styrlagsdesignen med minsta möjliga tidsfördröjning, fasförlust och därmed ge bästa möjliga styr- och flygegenskaper. Detta innebar design av nosvingeroder-, vingroder-, sidroder och servoegenskaperna.

Hydraulsystem

För att parera grundflygplanets instabila tendenser samt att styra och stabilisera flygplanet på det sätt som det anges i specifikationer och enligt pilotens önskemål, krävs servon som kan styra roderytorna med tillräcklig snabbhet.

Gripens statiska instabilitet i grundflygplanet bestämmer också vilken roderhastighet och vilket rodermoment som måste åstadkommas av nosvingeservon, vingroderservon och sidroderservon. Hydraultrycket och hydraulflödet bestämmer de olika servonas roderhastigheter och roderkrafter.

Därför måste hydraulförsörjningen och hydraultryck vara tillräckligt högt för de olika flygmanövrarna i flygenveloppen. Dessutom tillkommer åtgång för hydraulflödet avseende sekundära styrytor såsom framkantklaffar och luftbroms. Vid start och landning tillkommer även in- och utfällning av landställ. Hydraultrycket är beroende av motorvarvtal och därmed beroende av läget på gasreglage.

Markprov

I detta avsnitt beskrivs hur markprov och simulering genomfördes med Gripen flygplan 39-1.

För att kontrollera att alla delar i styrsystemet hänger ihop och kan stabilisera det statiskt instabila grundflygplanet, måste alla delar och apparater som ingår och samverkar med styrsystemet simuleras som en helhet. Detta testas i en rigg där all aktuell hårdvara ingår. Man gör dessa åtgärder för att kontrollera eventuella fördröjningar och olinjäriteter som kan finnas i systemet. När man artificiellt skall stabilisera ett statiskt instabilt flygplan måste man ha kontroll på varje ingående hårdvara, dess funktion, tidsfördröjning och eventuell annan olinjäritet.

Därför byggdes en simulator MAHS (MAnöver och Hydraul Simulator), en rigg för totalsimulering där aktuell hårdvara monterades in såsom styrsystem och apparater. Dessutom ingick de med styrsystemet samverkande apparaterna och hårdvaran. Här monterades primära styrytor såsom nosvingeservon, vingroderservon och sidroderservon, på en balkkonstruktion. Även sekundära styrytor som framkantklaff och luftbromsservon monterades på samma balkkonstruktion, landställ kunde fällas in och ut. För att kontrollera noshjulsstyrningen i styrautomaten, kunde man lägga på krafter från en noshjulsplatta på noshjulet.

Denna simulator bestod av hårdvara som spak, givaringångar, datorer och servon. Styrsystemets servon drevs av hydraulsystemet i riggen. Eftersom servona och roderytorna utsätts för luftlaster i verkligheten, fanns kraftiga luftlastservon monterade så att de gav kraft på roderytorna och därmed påverkade servona kraftmässigt.

Flygplanets aerodynamik och flygmekanik simulerades i datorer på den avdelning som ansvarade för datorsimuleringar. Gyrosignaler och lastfaktorsignaler från simuleringsdatorer koppades till MAHS-riggen och vidare in i styrsystemet.

Styrsystemets datorer räknade ut roderkommandon och roderservona ställde ut rodren med hydraulikens hjälp till önskade vinklar. Roderlägena mättes och matades in i simuleringsdatorerna som på nytt räknade ut nya värden på gyrosignaler, lastfaktorer etc. Förutom styrsystemets datorer fanns även flygplanets övriga datorer i MAHS. Detta är en s.k. sluten loop-simulering.

Piloten styrde rodren i MAHS-riggen från en kabin belägen i ett annat rum för att dämpa oljudet från hydraulsystemet. Kabinen hade spak, pedaler, gasreglage, landställsreglage, varningstablå och några andra detaljer som behövs för styrsystemsimuleringar.

Omvärldspresentationen för piloten var rudimentär och bestod av ett streck för presentation av horisonten, en enkel landningsbana i form av ett rutnät samt en fartvektorsymbol.

Nackdelen med den begränsade omvärldspresentationen var att flygplanresponsen i rolled upplevdes som långsam varför känsligheten i rolled hade en tendens att skruvas upp. Detta var en bidragande orsak att styrningen i framförallt roll blev för känslig och det var en bidragande orsak till 1:a haveriet med 39-1.

För att kunna stabilisera ett statiskt instabilt flygplan är det viktigt att kontrollera tidsfördröjningen från spak, pedaler och givare till att rodret rör sig samt att givare har rätt tecken och storlek på signalerna. För att slippa kvarstående svängningar och få bra noggrannhet, är det också viktigt att mäta upplösningen i systemet och på roderservona.

Före första flygning med 39-1 gjordes ett antal markprov, dessa utfördes genom att koppla ihop flygplan 39-1 med ett antal andra simulatorer och datorer till en sluten loop. Flygplanets hydraulsystem drevs av ett hydraulaggregat. Under markproven kontrollerades att alla signaler i flygplanet hade rätt tecken och att alla överföringar från spak, pedaler och sensorer till rodren var korrekta.

För att kontrollera tecknen på momentgyrona placerades de på en platta som kunde vridas. Tecknen på accelerometrar och signaler från tröghetsnavigeringssystemet kontrollerades också, detta visade att samfunktionen mellan styrsystem, hydraulsystem och andra system fungerade enligt specifikation.

Speciellt viktigt är det för ett statiskt instabilt flygplan. Saab har använt denna teknik under JA 37 automatsiktning, JA 37-21 ESS01 och för Gripen.

Figuren visar systemen som ingick i Sluten Loop med flygplan 39-1

Provflygningar

Flygningar med Gripen 39-1

Den första flygningen med Gripen 39-1 skedde den 9 december 1988. Den första flygningen utfördes under mycket lugna väderförhållanden, ingen turbulens eller vindar och den gick utan större anmärkningar. Under debriefingen efter flygningen meddelade piloten att flygplanet kändes känsligt i roll.

Flygningarna fortsatte, men omdömena om flygplanets egenskaper var fortfarande att det var känsligt i roll och kändes knyckigt i vindbyar.

Efter ett fåtal pass med den första piloten fick en ny pilot möjlighet att känna på flygplanets egenskaper. Under detta pass erhölls nedkoppling till en reservmod (DBU) på grund av Luftdatafel. Det var fel på fartinformationen och därmed avsaknad av fartinformation till styrsystemet. Hemflygningen gick utan missöden men reservmoden DBU blev så att säga ofrivilligt utprovad. Nästa pass med samma pilot gick utan större anmärkning.

Dessa två piloter styrde flygplanet med relativt små spakutslag. Den ena styrde med små utslag och hög frekvens och den andre med små långsamma mjuka spakrörelser.

Nästa pilot att testa flygplanet, pilot nummer tre, styrde flygplanet med medelhög frekvens och större snabba spakutslag. Den odämpade spaken tillsammans med det känsliga styrsystemet i roll, medförde att piloten hamnade i divergent PIO under landningen, varvid flygplanet havererade på Saabs flygfält.

Piloten undkom med mindre skador. Den odämpade spaken och det känsliga styrsystemet i roll bidrog till POI under landningen, det känsliga styrsystemet med spak var inte moget för en så forcerad provning.

Haveriutredningen resulterade i att styrsystemets känslighet måste justeras. Saab använde då MAHS (MAnöver och HydraulSimulator). Den omvärldspresentation som denna simulator visade, bedömdes då som otillräcklig för att ge rätt känslighet och goda landningsegenskaper.

Lärdomar från haveriet var att:

  1. MAHS-simulatorns omvärldspresentation som användes vid framtagande av styrlagar, gav inte korrekt bild av flygplanets egenskaper.
  2. Den utspridda lokaliseringen av medarbetare från olika teknikdiscipliner, var till nackdel i kommunikationen mellan de olika grupperna.
    Därför byggdes nya kontor så konstruktörer, flygprovingenjörer och piloter kom fysiskt närmare varandra. Därmed skedde en omfattande samlokalisering, vilket kunde förbättra samarbetet. Denna samlokalisering blev en framgång för utvecklingen av Gripen, som andra flygplanstillverkare senare blev intresserade av och tog efter.
  3. Den odämpade spaken som egentligen var tänkt tillsammans med en kraftmotor, som skulle ge spaken dämpning, var ett bekymmer. Spaken måste dämpas.
  4. Fokusering på PIO var nödvändig.

Omkonstruktion av styrlagar utifrån tester från provflygningar

Det var således nödvändigt att göra omkonstruktion av styrlagarna i tipp, roll och gir för alla underljudsfarter inklusive landningsfarter, för att framför allt minska flygplanets känslighet.

För att testa den nya styrlagsdesignen kunde man inte använda den lilla omvärldspresentation, som fanns i MAHS-simulatorn. Det bestämdes att den nya styrlagsdesignen istället skulle testas i Calspans NT-33A som var ett tvåsitsigt flygplan utformat för avancerade tester, så kallade ”In Flight Simulations”. Detta gav en riktig omvärld med riktig flygkänsla och riktiga krafter som verkade på piloten.

Calspan var ett företag som hade utprovningsverksamhet med specialitet ”In Flight Simulations” (Flygande simulering), man använde sig av en Lookheed NT-33A.

Man hade då möjlighet att programmera in Gripens styrlagar i en NT-33A dator och prova dessa i flygande tillstånd. Saabs piloter satt i framsits, i baksits satt en säkerhetspilot, som kunde koppla in flygplanets enklare säkerhetsstyrsystem om något blev fel.

Man kunde starta flygplanet med det enklare styrsystemet och flyga upp i luften till önskat flygläge och därefter koppla in Gripens styrlagar för fortsatt prov. Föraren i framsits flög Gripens styrlagar när han var inkopplad, på så sätt kunde landningssimuleringar utföras realistiskt. Ett stort antal landningsövningar genomfördes där man testade Gripens felfria normalmod i styrsystemet och reservmoden för luftdatafel - DBU (DBU hanterade avsaknad av fartinformation till styrsystemet).

De designade styrlagarna som provats i In Flight Simulations med Calspans flygplan NT-33A, matades in i Gripens styrsystem. För att få rätt känslighet, flygplansbeteende och styr- och flygegenskaper, gjordes vidare justeringar på Saab av styrsystemets känslighet i resten av flygenveloppen, dit NT-33A inte kunde nå p.g.a. dess begränsade fart och höjdprestanda.

Den designen står sig än idag!

Designen av styrlagar

Designen av styrlagarna gjordes baserat på tidigare erfarenheter från arbetet med JA 37, avseende automatsiktning och experimentflygplanet JA 37-21 ESS01.

Erfarenheter från arbetet med JA 37 Viggens automatsiktning och från JA 37-21 ESS01 visade att piloten vill styra flygplanet genom att eliminera styrfel av olika slag som t.ex. vid siktning.

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.

Flygplanet i figuren i avsnittet om markprov är statiskt instabilt och stabiliseras med hjälp av återföringssignaler från olika givare, bland annat anfallsvinkelgivare och rategyron. I figuren nedan visas ett schema över stabilisering av instabilt flygplan med stabiliserande återkopplingar för detta flygplan.

Med t.ex. anfallsvinkelgivare kan man med lämplig förstärkning till nosvinge och bakkantroder artificiellt ändra på flygplanets instabila Cmalfa till ett stabilt värde.

Detta visas i nedanstående figur. Man kan på så sätt stabilisera flygplanet och ge flygplanet önskade flygegenskaper (FQ Flying Qualities). I design av styrlagar med hjälp av modern reglerteori, LQ, kan man samtidigt åstadkomma goda styregenskaper (HQ Handling Qualities = Styregenskaper) för piloten.

I figuren visas schema över stabilisering av instabilt flygplan med stabiliserande återkopplingar (FQ Flying Qualities = Flygegenskaper).

Granskning av styrsystemet med internationellt deltagande

Med styrlagar från Calspans flygplan, NT-33A ”In Flight Simulations” - landningar och ovan nämnda nya design av styrlagar införda i styrautomaten, återupptogs flygningen med Gripen 39-2 en vindstilla kväll i maj 1990.

Landningsegenskaperna prioriterades, så flygproven fortsatte med att säkra landningar i första hand. Styrlagarna som provats i Calspans NT-33, visade sig ge enkel och precis styrning under hela landningsfasen. Pilotens agerande under landning granskades också för att undersöka om styrsystemet med styrspak och styrlagar, inte var för känsligt för piloten i tipp, roll och gir. Vidare var det nödvändigt att prova landningsegenskaperna i olika vindar, vindbyar och sidvindar.

Flygprov med landningar i olika vind, vindby- och sidvindsförutsättningar utfördes för att expandera vindenveloppen. Ett simulatorprogram startades också för att analytiskt kunna prediktera flygegenskaperna vid olika förutsättningar såsom vindar, vindbyar och sidvindar inför fortsatta flygningar.

För att skapa ett användbart diagram för bedömning av landningsegenskaper, användes en rörlig simulator på Netherlands Aerospace Centre NLR i Holland. Simuleringarna med pilot och deras Pilot Rating (med pilotbetyg enligt Cooper Harper Ratings skala) resulterade i ett diagram på hur egenskaperna förändrades vid olika vind- och vindbysituationer. I detta diagram plottades sedan verkliga flygprovresultat in.

På så vis kunde man verifiera diagrammet och prediktera om det fanns marginal för goda landningsegenskaper inför nästa steg i flygningen, att öka vindenveloppen.

Styrlagsdesignen som beskrivs ovan tillsammans med det stora fokus på flygutprovning i olika vindar och vindbyar, har gjort Gripen till ett flygplan som är mycket lätt att landa.

Belastningar genom det transoniska fartområdet

Flygprov med 39-2 visade också att det fanns problem vid retardation från överljudsfarter ned till underljudsfarter, genom det transoniska fartområdet under belastad lastfaktor. Transienten (störningen) som uppstod vid retardation i sväng genom transonik (”ljudvallen”) var mycket stor.

För att visualisera fenomenet transonisk transient, monterades en kamera på flygplanet, så man kunde se vingens ovansida under en belastad svängmanöver med hög lastfaktor genom transonik. Vingen ”tofsades” så att man enkelt kunde se strömningen på vingen. Filmerna visade på en avlösning framför bakkantrodren vilket gav upphov till den kraftiga störningen.

Förutom flygproven i transonik, flygprovades också olika yttre laster som hängde i vapenbalkarna på flygplanet. Senare i utvecklingen kom behovet att kunna flyga med nya mycket tunga, baktunga lastalternativ för Nato-anpassning som var nödvändiga för export av Gripen. Det här behandlas senare i texten.

Styrlagsdesignen visade sig vara mycket robust för ovannämnda variation av yttre last monterad i de olika balklägena. Piloten kunde knappt märka att han flög med de tunga sjömålsrobotarna. Fartprestanda och lastfaktorgräns påverkades naturligtvis men det kändes inte som ett tyngre flygplan. Man märkte det mest på sänkt lastfaktor och alfagräns.

Figuren visar ett flygprov med tippvinkel och hastighetssvar på ett pilotkommando i tipp, för ett lätt flygplan med endast robotar placerade på vingspetsen jämfört med ett tungt lastat flygplan med sjömålsrobotar och jakt robotar, när de båda lastalternativen har samma alfa- och lastfaktor gräns.

Flygplanets PIO-egenskaper

En annan del som Haverikommissionen tog upp efter första haveriet var att undersöka flygplanets PIO-egenskaper (Pilot Induced Oscillations = Pilot Inducerade Svängningar eller - APC Aircraft Pilot Couplings).

Man lade stor vikt vid att undersöka om Gripen hade PIO-tendenser vid flygning med pilot i loopen. En mängd olika kända PIO-kriterier användes, för att i teoretiska studier försöka prediktera om det fanns någon PIO-benägenhet med Gripen. Kriterier såsom Neal-Smith, Bandbreddskriterit, Gibson kriteriet, Ralph Smith kriteriet osv, användes med svårtolkade resultat. De visade att Gripen var PIO-fri, flygplanet hade alltså inga tendenser till Pilot Inducerade Svängningar.

Simulatorstudier med piloter genomfördes där piloten skulle följa styrorder i tipp och roll presenterad i simulatorns ”Head Up Display” såsom visas i figuren nedan.

Denna figur visar ett exempel på kommandon som piloten skulle följa i simulator och i flygprov för kontroll av PIO-tendens. På x-axeln visas tiden och på y-axeln visas utstyrningsvinkel i HUD (radianer).

En styrorder presenterades på flygplanets Head Up Display (HUD), som piloten skulle styra efter och följa så noggrant som möjligt. Skalan på y-axel är vinkelutstyrningen på HUD i radianer. 0.5 radianer är 0.5*57.3= 28.6 grader.

Piloten skulle under flygning följa dessa kommandon i HUD och styra sitt ”x-axel märke” i HUD att följa denna styrorder. Inga PIO tendenser kunde påvisas under dessa flygprov.

Figuren visar PIO-undersökning av flygprov i roteflygning för kontroll av PIO-tendenser.

Flygprov genomfördes också i form av roteflygningar, se figur ovan. Piloten i flygplan 2 (wingman) skulle med ögonen se flygplan 1:ans vingbalk och märket på 1:ans flygplanskropp.

Piloten i 2.an skulle flyga i rote så att 1:ans vingbalk låg inom 1:ans cirkel som var ritad på 1:ans flygplan. 1:an kunde sedan göra olika manövrar som 2:an skulle följa.

Längre fram i denna text finns ytterligare beskrivningar om PIO-problem vilka Saab är världsledande på att hantera.

Metodik för modellbaserad utveckling

Vid framtagandet och konstruktionen av styrlagar i styrsystemet till Gripen modellerades varje del av styrsystemets hårdvara och mjukvara.

Redan från början av Gripens styrsystemutveckling användes Modell Baserad Design.

Hård- och mjukvara modellerades med Fortran-kod. Fortran-koden implementerades sedan i simuleringsverktyget för 6 frihetsgraders batchsimuleringar (mängdsimuleringar) med Gripen. Fortrankoden implementerades också i simulatorer för simulering med pilot.

Man genomförde först simuleringar i simuleringsverktyget och därefter simuleringar med pilot. Sedan kunde man föra in ändringar i styrsystemdatorn SA 10. När detta var gjort genomfördes simulering i MAHS. Styrlagarna kodades manuellt i assemblerkod med färdiga rutiner för filter och andra vanligt använda funktioner.

SA 10 var en fixtalsdator där skalning och skalningsbegränsningar måste göras för varje signalkedja i datorprogrammet, vilket var besvärligt och omfattande. Däremot var det enkelt att göra mindre programändringar direkt i datorprogrammet (patchar) under simuleringar i MAHS, vilket snabbade upp provningen.

Assemblerkoden i SA 10 jämfördes också bit för bit med Fortrankoden för styrautomaten från simulatorverktyget och simulatorerna.

I simulatorerna kontrollerades flygplanets styr- och flygegenskaper. MAHS hydraulsystemrigg användes för detta ändamål, med vetskap om dess begränsning av omvärldspresentationen.

Granskning och flygutprovning

Ändringarna i styrsystemet granskades av olika oberoende granskningsgrupper från olika discipliner där alltid piloter ingick. Den implementerade koden granskades också av en oberoende grupp specialiserad på kodgranskning.

Den implementerade koden i SA 10 genomgick sedan ett mycket stort antal verifierings- och valideringstester med pilot, innan den nya utgåvan av styrsystemet var moget för flygning. Ändringarna granskades dessutom av en extra, oberoende granskningsgrupp. Hela denna procedur måste genomföras innan ett Flyg Utprovnings Tillstånd (FUT) kunde erhållas. När detta tillstånd gavs från myndigheterna kunde flygning ske med den nya koden i styrsystemet.

Flygutprovning gjordes också av ett antal reservmoder, som uppstår vid olika fel på styrsystemet. Bland annat provades fel på luftdatainformation, d.v.s. nedkoppling till DBU med ett antal piloter.

Miljötåligheten hos SA 10:s komponenter kunde ge problem vid joniserad strålning. Om fel uppstod på SA 10:s styrsystemdatorer eller om annan typ av gemensamt programvarufel uppstod, fanns det ett behov av att ha en reservmod med analog teknik.

Denna reservmod, en Analog Back Up (ABU) kopplades in om det blev fel på 2 digitala normalmodsprocessorer, moden flygprovades och visade sig ha dåliga och något opredikterbara styr- och flygegenskaper.

Nedkoppling till ”Analoga Back Up moden”, gav en obehaglig transient eftersom nosvingarna avlastades och friflöjlades, med friflöjlande nosvingar blev styr- och flygegenskaperna sega. Framtagningen av den ”Analoga Back Up moden” gjordes i samarbete med forskningsföretaget Deutsche Forschungsanstalt für Luft- und Raumfahrt DLR i Tyskland. Det visade sig vara mycket svårt att få tillräckligt goda flygegenskaper i en backupmod med friflöjlande nosvinge.

Haveri under Stockholms Vattenfestival

I augusti 1993 inträffade ett nytt haveri under Stockholms Vattenfestival.

Undersökning av det Krasch Skyddade Minnet (KSM), visade tillsammans med filmer att det var frågan om en PIO. Det var PIO kategori III som orsakades av olinjära element i styrsystemet, tillsammans med den odämpade styrspaken som då var extremt lättrörlig.

Saab bidrog med utredningar till haveriutredningen. En konstruktionsgrupp bildades för att undersöka det inträffade och starta arbetet med att hitta en lösning på problemet, framstegen övervakades av ett antal utländska granskare.

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 koncentrationsnivå. Därmed ökar pilotens förstärkning markant såsom t.ex. vid landning, roteflygning, lågflygning eller siktning.

Vid PIO kategori I så är styrsystemet för känsligt för piloten för den önskade 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 tills pilotens kommandosignal i storlek och eller hastighet, gör att signalen träffar det olinjära elementet i styrsystemet. Då kan pilot i loopen stabiliteten drastiskt förändras.

Eftersom Saab var först i världen med ett modernt statiskt instabilt flygplan, fick man gå igenom de problem som kan uppstå med statiskt instabila flygplan. Man hamnade i problem med konventionell hastighetsbegränsning av roderkommandon från pilot och återföringar. Systemet kan bli instabilt om fasförlusten d.v.s. tidsfördröjningen blir 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.

Detta medförde, att de för det statiskt instabila flygplanets nödvändiga förar- och stabiliseringskommandon, blev fördröjda och därmed orsakade en ”olinjär” PIO.

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

Flygplan som råkat ut för olika kategorier av PIO.

Nedan visas exempel på andra flygplan som råkat ut för PIO. Det har inneburit försämrad och till och med dålig stabilitet i den pilotslutna styrloopen då piloten höjer sin förstärkning för att klara av en styruppgift.

Utveckling av ny styrautomat

Vid utveckling av version, Gripen 39B delserie 2, tog man fram en ny modernare styrautomat, kallad SA 11. Vid början av 1990-talet, aktualiserades möjligheten till förbättringar av styrautomaten. Man genomförde sedan ett utvecklingsarbete med anpassning av styrlagar och utprovning.

Det fanns flera anledningar att modernisera styrautomaten, bl.a. vikten som var över 20 kg. Dessutom hade elmiljökraven höjts, beräkningskapaciteten var heller inte tillräcklig för kommande nya funktioner. Ny och bättre utvecklingsmiljö krävdes också samt byte av föråldrad elektronik.

Utvecklingen inom elektronikområdet hade gjort mycket stora framsteg under 1980-talet. Speciellt integrerade kretsar såsom processorer hade förbättrats avsevärt.

Den första versionen av styrautomat för Gripen var konstruerad i början av 1980-talet med då tillgänglig teknik. Möjligheter till bättre miljötålighet, lägre vikt och volym samt större beräkningskapacitet hade blivit möjliga. Detta innebar också en möjlighet till övergång från maskinnära assemblerprogrammering med heltalsberäkning till högnivåspråk och flyttalsberäkningar vilket underlättade programvaruframtagningen väsentligt. Vid denna tidpunkt var Ada det rekommenderade språket i denna typ av inbyggda system.

Behov av förmågeutveckling för ny styrautomat

Med erfarenheterna från styrautomaten SA10 bedömde man att det fanns ett antal olika förbättringar och förmågehöjningar, som var angelägna att realisera vid utveckling av den nya styrautomaten SA11.

Processorn i SA 10 hade begränsad beräkningskapacitet och begränsningar i minnesstorlek, processors miljötålighet kunde dessutom ge problem vid joniserande strålning t.ex. vid flygning på hög höjd. Nya processer för tillverkning av integrerade kretsar under 1980-talet gjorde att dessa problem reducerades radikalt.

Avsaknad av flyttalsberäkningar var hämmande vilket medförde en omfattande och tidsödande manuell kontroll. Skalning av variabler och kontroll att spill i beräkningarna inte kunde inträffa, måste ske manuellt. Steget från fixtal med manuell skalning till flyttal, har i andra program visat sig vara mer arbetsbesparande än steget från assembler till högnivåspråk.

Tillgänglighet till komponenter var väsentligt att säkra. Man förväntade att det i framtiden skulle bli problem med tillgänglighet till de komponenter som användes i SA10.

Programspråk och programmering måste ändras och förbättras. Programspråket Ada användes i SA10 för att beskriva funktionen. Med detta som underlag programmerades datorn i assembler. Man programmerade in styrlagarna i en fixtalsdator med en 16-bitars processor med beteckningen Z8002. Tyvärr fanns det inte tillgång till någon kompilator för Z8002 som kunde möjliggjort att använda högnivåspråk. Dessutom var det mycket osäkert om den kod som i så fall hade kunnat genereras automatiskt, blivit alltför omfattande för att kunna användas. Programmering i assembler är en långsam och tidsödande process.

Det var viktigt att förenkla arbetet med uppdatering av programvara med apparater och flygplan.

Övervakning av funktioner vid flygutprovning är viktig och detta behövde förbättras och utvecklas. Vissa funktioner var införda i hårdvara vilket gav problem med funktion, vikt och volym. Dessutom försvårade detta väsentligt test före och övervakning under flygning, jämfört med om motsvarande funktion införts i programvara. Att automatiskt testa dessa funktioner var komplicerat, vilket i synnerhet gällde den analoga backupmoden. Det gick inte att testa denna för flygning inom den tid som var tillgänglig före flygning.

Framkantklaffens hastighet övervakades för att snabbt kunna stoppa den vid t.ex. brott på drivaxeln, så att den inte skulle fortsätta och då kunna brytas sönder. För detta krävdes ett snabbt beslut. Övervakningen infördes ursprungligen med hårdvarulogik då beräkningen i processorn skulle vara alltför långsam. Dessa kretsar gav problem vid test och kunde ge felaktig låsning under flygning. Genom att högpassfiltrera lägessignalen före digitalisering för att skapa en hastighet, kunde logiken införas i programvara med beräkningar i 400 Hz i den nya SA11.

I alla flygplanskonstruktioner är vikt helt primär faktor att ta hänsyn till. Det var därför nödvändigt att reducera vikt på alla apparater som tillhörde styrsystemet.

Ny styrautomat SA 11

En omfattande studie genomfördes för att modernisera styrautomaten. Arbetet genomfördes i samarbete med den dåvarande apparatleverantören.

Ett antal arbetspaket definierades för varje kvartal från hösten 1991 och ett år framåt. Inom varje period fanns många olika områden vilka rapporterades på det avslutande kvartalsmötet.

Val av processorer i styrautomat SA11

En stor punkt under det första kvartalet av uppgraderingsstudien var val av processorer för beräkning av styrfunktioner och hantering av in- och utdata. Man valde några lämpliga kandidater genom att studera sammanställningar i tidskrifter av tillgängliga processorer på marknaden.

Beräkningskapaciteten för dessa provades med en preliminär version av Gripen styrsystems programvara, hög beräkningskapacitet var en avgörande faktor i det slutliga valet av beräkningsprocessor. Man jämförde Saabs prov med standardtester för utvärdering av processorprestanda. Det var stora skillnader då Saabs tillämpning hade mycket flyttalsberäkningar och lite hantering av data.

Framtida tillgång till komponenter som används är mycket väsentligt i ett system som ska produceras under flera årtionden och användas lång tid. Tillgång till bra utvecklingsmiljö är också väsentligt, dessa faktorer påverkade starkt valet av processor.

En preliminär design gjordes med avseende på vikt, volym och effektförbrukning för att utvärdera skillnader.

Med utgångspunkt i ovanstående minskades listan på kandidater och det slutliga valet kunde ske. Som beräkningsprocessor valdes Motorola 68040, främst på grund av hög beräkningskapacitet. Till in-/utprocessor valdes Texas TMS320C30, bl.a. för att det var enkelt integrera in-/utkretsar till denna, hög beräkningskapacitet, möjlighet till flyttalsräkning och tålighet mot joniserande strålning.

Metoden för att uppskatta processorers prestanda visade sig mycket framgångsrik och har använts i flera efterföljande utvecklingsprogram, t.ex. Neuron Avionik och MIDCAS.

Införande av ny styrautomat i Gripen 39B

För delserie 2 av Gripen som togs fram under mitten av 1990-talet utvecklades också en version kallad Gripen 39B som var en 2 sitsversion (skolversion). För detta ändamål utvecklades även en mekaniskt dämpad styrspak som förbättrade spakkänsla och styrning.

Styrlagarna i styrautomaten anpassades, då 39 B hade en annan placering av accelerometrar. I övrigt behövdes ingen större justering av styrlagar i styrsystemet.

I JAS 39 Gripen 39B fanns 2 spakar vars kommandon summerades i styrlagarna. Vid behov kunde läraren koppla bort eleven och ta över styrningen genom att trycka på Quick Disengage plattan. Pilotens framvägskommando anpassades också till den mer framtunga 39B.

Flygprov med 39B visade dock snart på känslighetsproblem i den pilotslutna loopen, med tendens till PIO-kategori I vid vissa högre underljudsfarter.

Test av PIO för Gripens 39B - tvåsitsversionen

Testet går till så att man vet att Gripens ensitsversion är PIO-fri.

  • Man sluter loopen över Theta, med en fiktiv pilot, som i det här fallet är en ren förstärkning.
  • Man ökar pilotförstärkningen i (Gripens ensitsversion) loopen så mycket att pilotens styrning visar lite svängning som syns på figuren nedan.
  • Därefter tar man samma pilotförstärkning som användes i ensitsversion och matar i tvåsitsversionens loop, Då fick man en tydligt försämrad pilot i loopen stabilitet, med många svängningar som syns i figur nedan.
  • Sedan justerar man pilotens kommandogren (i tvåsitsversionen) så att samma svar som i ensitsversionen erhålls i den pilotslutna loopen.

I figuren visas PIO kategori I med JAS 39 B Gripen (tvåsitsversionen) i höga underljudsfarter på låg höjd, här jämfört med JAS 39 A Gripen (ensitsversion).

Flygegenskaper och backupmod

I den tidiga versionen av styrautomaten SA10, infördes en analog ”backup mod” då säkerhetssystemet inte antogs kunna upptäcka och isolera alla farliga felfunktioner i det digitala systemet. Dessutom var programvaran en singelpunkt med risk för generiska felfunktioner, till detta kom att systemet kunde komma att operera i en mycket ogynnsam miljö.

Under 1980-talet skedde en mycket snabb utveckling inom elektronik som medförde att digitala komponenter blev väsentligt tåligare mot joniserande strålning. Erfarenheter från programvara i kritiska beräkningar var också positiv, därför bedömdes att det inte fanns något behov av en analog backupfunktion.

Olika koncept för backup studerades

Det ena konceptet hade en oberoende dator med styrfunktioner parallellt med de andra datorerna, vilket kunde vara ett radikalt sätt att få en oberoende funktion. Denna lösning skulle vid 1990-talets början kunna införas, med en enchipsdator i varje kanal med in- och uthantering parallellt med de andra processorerna. Vid fel skulle denna processor kunna ta över med en förenklad styrfunktion.

Ett annat koncept som studerades var att införa backupstyrfunktioner i in-/utprocessorns programvara, vilket borde bli den enklaste implementeringen då alla data i systemet finns i denna processor. Genom att välja en I/O-processor med flyttalsberäkning och hög beräkningskapacitet, blev införandet av funktionen i programvara enkel. Även vikt och volym borde bli mindre i detta alternativ. Det var till slut detta alternativ som valdes.

Genom införande av en digital backup, fanns också möjligheten till införande av bättre flygegenskaper för att minska risken vid flygning i backupmod. Då erhölls:

  1. Variabla förstärkningar beroende på fart och höjd.
  2. Övervakning av roderservon.
  3. Mittvärdesval av givarsignaler.

Då flygplanets egenskaper ändras väsentligt beroende på fart och höjd, behöver styrautomatens förstärkningar varieras.

Flygplanets anfallsvinkel (alfa, α) varierar beroende på fart och lastfaktor (nz). Kvoten α/nz ger ett mått på fart och tanken att använda denna för förstärkningsberäkning i backupmoden, kom i samband med utvecklingen av SA11. Kvoten α/nz är dock starkt dynamisk vid manövrerande flygning, vid flygning med nz nära noll fungerar det ju inte heller och skillnaden i anfallsvinkel vid farter över Mach 0,7 är liten. En filtrering krävs därför.

För att ytterligare förbättra egenskaperna, kom man fram till att använda fartinformation från luftdatasystem framräknat ur tryckmätning, så länge dessa fungerar.

En omfattande logik med filtreringar krävdes, för att välja rätt signal av de fyra möjliga, så att en stabil fartkompensering kunde erhålls. Den valda styrlagen måste även fungera med fasta förstärkningar vid farter över Mach 0,7 på låg höjd och motsvarande på högre höjder, då förändringen i anfallsvinkel var liten över den farten. Därför användes DBU styrlagar som grund och valda förstärkningar i denna styrlag kunde göras fartberoende.

Författarens reflektioner