Сложившаяся концепция давала уверенность в успешном проведении работ по оснащению самолета надежной резервированной, отказобезопасной системой дистанционного управления, работающей совместно с механической системой в путевом и поперечном каналах. Разработанную структуру системы управления самолетом утвердил Генеральный Конструктор ОКБ П.О. Сухой, и она получила положительное заключение ЦАГИ.

Дальнейшие работы по СДУ проводились совместно с головным разработчиком системы — 3-м МПЗ, и были связаны с определением конкретного облика и разработкой ТЗ на отдельные агрегаты и ТЗ на СДУ в целом. Выходные параметры конкретных устройств задавались исходя из обеспечения нормируемых характеристик системы управления. Наиболее критичным для обеспечения устойчивости и заданной степени управляемости самолета являлись характеристики быстродействия, чувствительности и динамической точности рулевых приводов в продольном канале. К примеру, требовалось обеспечить скорость перекладки стабилизатора не менее 33°/ сек.

В развернувшейся работе широко использовался опыт создания систем ручного и автоматического управления предшествующих самолетов ОКБ — Су-15, Су-24 и Т-4. Самолеты Су-15 и Су-24 оснащались традиционными гидромеханическими системами ручного управления с нерезервированными, короткоходовыми, по условиям отказобезопасности, демпферами продольного, поперечного и путевого управления. Новым решением явилось применение на самолете Су-24 гидроприводов консолей стабилизатора КАУ-120. Управление этим приводом в ручном режиме производилось как перемещением входного рычага механической проводки, так и подачей на его вход электрического сигнала от системы демпфирования. При переключении в автоматический режим, использовалось одноканальное электродистанционное управление приводом от САУ. В дальнейшем, такая структура привода стала аналогом в создании резервированного привода стабилизатора для самолета Су-27.

Но, конечно, основным фактором, который с самого начала добавлял «управленцам» уверенности в собственных силах и в правильности выбранного пути, являлся опыт создания в ОКБ электродистанционной системы управления для самолета Т-4. Вполне возможно, что не будь у них за плечами опыта разработки, отработки принципов резервирования и недолгой экспериментальной эксплуатации СДУ на Т-4, никто вообще не взялся бы за подобную работу для Су-27.

Схема канала поперечного управления

Схема канала путевого управления

Т-4

На Т-4 четырехкратно резервированная СДУ применялась во всех каналах управления, но исполнительным агрегатом системы являлся не гидропривод, непосредственно перемещающий рулевую поверхность, а резервированный рулевой агрегат, выходным звеном связанный с гидромеханическим приводом. Вот только такая схема не позволяла достичь высоких точностных и динамических характеристик управления, необходимых для маневренного самолета с широким диапазоном режимов полета, каким должен был стать Су-27. Кроме того, из-за отсутствия достаточного опыта отработки и эксплуатации электродистанционного управления, СДУ на самолете Т-4 во всех каналах резервироваласьтросовой механической проводкой, предусмотренной для включения летчиком на случай сбоев в работе или отказе в каналах СДУ. Для Су-27 такая схема была неприемлема.

Для Су-27 с самого начала проектирования системы управления приняли решение не применять в продольном канале управления резервно-аварийную механическую проводку, а обеспечить требуемую надежность и отказобезопасность путем многократного резервирования канала с обеспечением работоспособности при возникновении двух последовательных отказов и достижения вероятности потери управления самолетом не более чем 10 7за час полета. С этой целью вычислительная часть продольного канала и управляющие части приводов консолей стабилизатора четырехкратно резервировались. Вычислитель канала имел три участка контроля, каждый электрогидропривод — два.

На каждом участке контроля производилось сравнение сигналов каждого подканала со средним логическим значением сигналов всех подканалов, которое определялось специальными устройствами — кворум-элементами. При неисправности какого-либо подканала на данном участке он отключался, а число работающих подканалов на остальных участках оставалось прежним. Таким образом, критичными являлись три отказа на одном участке, что значительно уменьшало вероятность полного отказа канала. Отключение отказавшего подканала внутри участка практически не приводило к заметному изменению выходного сигнала этого участка, т. к. до отключения подканала его сигнал, при значительно меньших значениях порога отключения, изолировался кворум-элементом при формировании выходного сигнала.

Основным элементом дистанционного управления являлся двухконтурный четырехканальный электрогидравлический привод стабилизатора — РПД-1 разработки ПМЗ «Восход». Большой ход силового штока гидроцилиндра, подключенного непосредственно к рычагу консоли стабилизатора и два электрических контура управления приводом — внутренний, определяющий скорость перемещения штока привода, и внешний — отслеживающий заданное вычислителем положение рулевой поверхности, обеспечивали высокие точностные и динамические характеристики привода даже при очень малых амплитудах входных сигналов — порядка двух угловых минут. Это позволило избежать возникновения в полете автоколебаний даже на предельных значениях статической неустойчивости.

Два канала гидрораспределителя привода подключались к 1 — й гидросистеме самолета, другие два канала — ко 2-й. Для исключения потери двух каналов распределителя в случае отказа одной из гидросистем, один из его каналов, подключенных к отказавшей гидросистеме, автоматически переключался на исправную.

Четырехкратное резервирование вычислителей продольного управления и приводов стабилизатора обеспечили работоспособность управления после двух последовательных отказов на каждом участке контроля канала. И только при третьем отказе система с вероятностью 50 % теряла управление. Следует отметить, что выбранные в то время степень резервирования, разбивка канала на участки контроля и принцип контроля полностью себя оправдали, т. к. за всю историю испытаний, опытной и серийной эксплуатации самолетов Т-10 и Су-27 не было ни одной потери самолета, первичной причиной которых являлись бы три отказа в СДУ.