Die Su-27 kann eine beachtliche Vielfalt an Freifallbomben und ungelenkten Raketen mitführen.
Hochexplosive Mehrzweckbomben vom Typ FAB-100, FAB-250 und FAB-500.
Betonbrechende Bombe BetAB-500.
Streubomben RBK-250, RBK-500, Streusubmunitionsbehälter KMGU.
Ungelenkte Raketen S-8, S-13, S-25.
Gefechtsfeldbeleuchtung SAB-100.
Das Flugsteuerungssystem (engl. Flight Control System, FCS) kontrolliert die Su-27 durch eine Kombination aus mechanischen und Fly-by-Wire Untersystemen. Der Nickwinkel des Flugzeugs wird durch den synchronen Ausschlag des Höhenleitwerks gesteuert. Die Steuerung des Rollwinkels erfolgt durch den differentialen Ausschlag der Flaperons, der Pendelruder und der Seitenruder. Das Gieren erfolgt allein durch Auslenkung der Seitenruder.
Das mechanische Flugsteuerungssystem ist vorgesehen für die Steuerung des differentialen Ausschlagens der Flaperons als Teil des Rollwinkelkontrollsystems, den synchronen Ausschlag der Flaperons während Starts und Landungen, den Seitenruderausschlag bei Betätigung der Pedale sowie das künstliche Feedback der Steuerungskräfte und die Trimmung.
Das Fly-by-Wire Flugsteuerungssystem prüft über Nickwinkel- und Rollwinkelkontrollkanäle die manuellen Steuereingaben des Piloten, um die gewünschte Flugstabilität und Flugqualität zu gewährleisten. Außerdem werden die Begrenzungen des Anstellwinkels und der G-Last, die Stellung der Vorflügel sowie die synchrone Bewegung der Flaperons während des Manövrierens automatisch gesteuert.
Um die Manövrierleistung zu steigern, verfügt die Su-27 über eine niedrige Nickstabilität. Dies wiederum macht es notwendig, mit Unterstützung des Fly-by-Wire Systems die Beherrschbarkeit des Flugzeugs zu steigern.
Schematische Darstellung der Nickstabilisierung über den Nickwinkelkontrollkanal
Der Nickwinkelkontrollkanal des Fly-by-Wire Systems verfügt über drei Betriebsmodi:
START- UND LANDEMODUS: In diesem Modus wird das Höhenleitwerk entsprechend der Steuerknüppeleingaben des Piloten und der gemessenen Neigungsrate ausgelenkt.
FLUGMODUS: In diesem Modus wird das Höhenleitwerk entsprechend den Steuerknüppeleingaben des Piloten, der gemessenen Neigungsrate und der wirkenden G-Last ausgelenkt.
NOTKONTROLLMODUS: In diesem Modus wird das Höhenleitwerk ausschließlich gemäß den Steuerknüppeleingaben des Piloten ausgelenkt. Eine Korrektur durch das Fly-by-Wire System erfolgt in diesem Modus nicht.
Der START/LANDE- und FLUGMODUS des Fly-by-Wire Systems wird automatisch mit der jeweiligen Stellung des Fahrwerks aktiviert.
Der NOTKONTROLLMODUS schaltet sich ein, sobald das Fly-by-Wire System eine Fehlfunktion hat. Er kann bei Bedarf auch manuell vom Piloten eingeschaltet werden. So kann beispielsweise das legendäre „Pougachev´s Cobra“ Kunstflugmanöver durchgeführt werden. Die Flugsteuerung in diesem Modus erfordert besondere Sorgfalt. Das Flugverhalten ist gekennzeichnet durch:
Unzureichende Stabilität der Nicksteuerung
Herabgesetzte aerodynamische Dämpfung
Eine höhere Sensibilität des Steuerknüppels bei Veränderung des Nickwinkels
In diesem Modus ist es notwendig, der Tendenz des Flugzeugs, die Nase aufzurichten oder abzusenken, mit kurzen, vorausschauenden Steuerknüppelbewegungen entgegenzuwirken. Abrupte und ausschweifende Steuereingaben müssen unterlassen werden. Der Anstellwinkel im Notkontrollmodus sollte nicht über 10° hinausgehen (der Fluglagenbegrenzer schränkt den Anstellwinkel in diesem Modus nicht ein), im Kurvenflug sollte die Schräglage nicht über 45° hinausgehen.
Das Fly-by-Wire System kontrolliert die Flugbahn des Flugzeugs. Mit anderen Worten: Wird der Steuerknüppel in einer bestimmten Position gehalten, sorgt das System dafür, dass dieser Flugpfad stabil eingehalten wird. Das System wird das Flugzeug auch bei Verringerung der Fluggeschwindigkeit und dem daraus resultierenden verminderten Auftrieb mit einer Erhöhung des Anstellwinkels auf dem angestrebten Flugpfad halten und ein Absinken des Flugzeugs verhindern. Dies wiederum kann zum Abbau der Geschwindigkeitsstabilität bis hin zur kompletten Instabilität des Flugzeugs führen.
Das Längsneigungskontrollsystem beinhaltet Vorgaben für die Geschwindigkeitstrimmung, deren Wertigkeit proportional zu der anströmenden Staudruckluft ermittelt wird. Erhöht sich die angezeigte Fluggeschwindigkeit, sorgt das Flugsteuerungssystem für eine Auslenkung des Höhenleitwerks um bis zu 5°, um die Nase abzusenken. Entsprechend wird bei einem Abbau der Fluggeschwindigkeit die Nase angehoben. Auf diese Weise wird eine Geschwindigkeitsstabilisierung des Flugzeugs nachgeahmt, ohne dass eine Beeinflussung durch wirkende G-Kräfte stattfindet. Die Geschwindigkeitsstabilisierung erlaubt es so dem Piloten, den Steuerknüppel zu benutzen, als steuere er ein stabil ausgelegtes Flugzeug.
Automatische Trimmung des Höhenleitwerks in Abhängigkeit zur Staudruckluft
Dies verdeutlicht die logische Gesetzmäßigkeit beim Fly-by-Wire System, basierend auf dem Prinzip des Nickwinkels in Abhängigkeit zur Staudruckluft. Im Ergebnis fühlt sich dieser Algorithmus für den Piloten an, als steuere er ein geschwindigkeitsstabiles Flugzeug. Gleichzeitig werden alle gemessenen Steuersignale durch das Flugsteuerungssystem zusätzlich auf Plausibilität überprüft und die Einhaltung gewisser Grenzen überwacht. Dieses Prüfprinzip sorgt damit beispielsweise für eine höhere Sicherheit beim Geschwindigkeitsabbau. Ist das Flugzeug instabil aufgrund der abnehmenden Fluggeschwindigkeit, wird es gemäß der o.g. Gesetzmäßigkeit normalerweise den Anstellwinkel vergrößern. Die Plausibilitätsüberprüfung erkennt allerdings den drohenden Strömungsabriss und richtet automatisch das Höhenleitwerk so aus, dass der Anstellwinkel reduziert wird.
Um das Flugzeug bei zunehmender Fluggeschwindigkeit, während der Beschleunigung, für den Horizontalflug auszutrimmen, muss die Nase dann manuell etwas nach unten getrimmt werden.
Das Rollen des Flugzeugs wird durch differenziale Stabilisierung der Flaperons bewirkt, die hierbei die Funktion eines Querruders übernehmen. Im Start- und Landemodus werden die Flaperons wie Landeklappen nach unten ausgelenkt. Mit ansteigendem Anstellwinkel werden die Seitenruder für das Rollen genutzt (siehe Gierwinkelkontrollkanal).
Schematische Darstellung der Rollstabilisierung über den Rollwinkelkontrollkanal
Die Flaperons und Seitenruder sind dem mechanischen Teil des Flugsteuerungssystems zugeordnet. Der Rollwinkelkontrollkanal des Fly-by-Wire Systems beinhaltet den Differentialkontrollmechanismus (engl.: Differential Stabilizer Control System) und die Rolldämpfung (engl.: Roll Damper), durch welche die gegenläufige Auslenkung der Pendelruder gesteuert wird.
Der Differentialkontrollmechanismus wird durch seitlichen Ausschlag des Steuerknüppels aktiviert und bewirkt die gegenläufige Auslenkung der Pendelruder. Der Grad dieser Auslenkung ist abhängig von der angezeigten Fluggeschwindigkeit und dem Anstellwinkel.
Einfluss von Anstellwinkel (AoA) und Fluggeschwindigkeit (CAS) auf das Ausmaß der Pendelruderauslenkung
Die Reduzierung des Pendelruderausschlags mit zunehmender Fluggeschwindigkeit entlastet erheblich den Heckbereich des Rumpfes und verringert gleichzeitig bei hoher angezeigter Geschwindigkeit das Auftreten einer Ruderwirkungsumkehr.
Der Rolldämpfer lässt das Pendelruder entsprechend der Rollrate ausschlagen und wirkt so kurzzeitig auftretenden Rollvibrationen entgegen.
Sobald die angezeigte Fluggeschwindigkeit in niedriger bis mittlerer Flughöhe ansteigt, wird die maximale Rollrate (ωх max) herabgesetzt. Am höchsten ist die Rollrate zwischen 600 und 800 km/h. Bei diesen Geschwindigkeiten ist eine entlastete Rollsteuerung des Flugzeugs zu beobachten.
Bei höherer angezeigter Fluggeschwindigkeit verschlechtert sich zunehmend das Handling beim Rollen des Flugzeugs, dies macht sich ab einer Fluggeschwindigkeit von 1200 km/h bemerkbar.
Rollrate in Abhängigkeit zur Fluggeschwindigkeit
Die Abhängigkeit des Rollhandlings von der angezeigten Fluggeschwindigkeit wird durch folgende Faktoren belegt:
Die Steigerung der Rollrate (ωх max) bei einer angezeigten Fluggeschwindigkeit von 600 bis 800 km/h wird verursacht durch den Anstieg der Staudruckluft bei gleichzeitig hoher Effektivität der Flaperons und des Pendelruders.
Die Verringerung der Rollrate (ωх max) bei einer angezeigten Fluggeschwindigkeit von mehr als 800 km/h wird verursacht durch die verminderte zur Verfügung stehende Auslenkung der Flaperons, da die hydraulischen Stellantriebe nicht über ausreichenden Druck verfügen, sowie aufgrund der verminderten Pendelruderauslenkung zur Entlastung des hinteren Rumpfbereiches.
