ШТОПОР

Одной из наиболее опасных критических форм движения самолета является штопор.

Штопором называюг движение самолета но нисходящей спира­леобразной траектории малого радиуса на значительных закрити — ческих углах атаки, развивающееся в результате авторотации крыла и дестабилизирующего инерционного момента. Область углов атаки, при которых развивается штопор, показана на рис. 19.1 (область 2).

Попадание в штопор происходит под действием возмущений или ошибок пилотирования, приводящих к появлению угловой скорости крена сох на околокритических углах атаки. На этих углах атаки при появлении угловой скорости Ид. на крыле возникает момент

СО

самовращения (авторотации) Мххых >0, направленный в отличие от соответствующего момента на малых углах атаки (демпфирую-

О)

гцего момента крена Мхх<лх < 0) на увеличение со*.

Появление момента самовращения связано с падением коэффициента подъемной силы профиля суа пр при достижении в сечении крыла критического местного угла атаки а1ф. пр. Местный угол атаки в сечении крыла при вращении самолета по крену с угловой скоро­стью (ож складывается из угла атаки самолета а и дополнитель­ного угла

Д“вр = —> (19.2)

где znp — расстояние от продольной оси самолета до рассматрива­емого сечения крыла. Добавочный местный угол Давр суммируется с а для нолукрыла, идущего вниз, и вычитается из а для полукрыла, идущего вверх. ЕсЛи угол атаки самолета а далек от критического, то увеличение местного угла атаки приводит к увеличению подъем­ной силы профиля в рассматриваемом сечении, а уменьшение мест­ного а — к падению с,)а. На опускающемся полукрыле подъемная сила возрастает, па идущем вверх — уменьшается, что приводит к появлению дополнительного момента крена, пропорционального

(Од. и направленного против вращения, Мххых ■< 0 (см.* гл. 10) — демпфирующего момента крена (рис. 19.3).

| Если же исходный угол атаки близок к критическому, увели­чение местного угла атаки на идущем вниз полукрыле на Давр

Рис. 19.3. Влияние угла атаки на

момент Мхх(£>х крыла:

1 — демпфирование; 2 — самовращение

Скольжение

приводит к уменьшению подъемной силы. В то же время на закри — тических а (см. рис. 19.3, т. 2) уменьшение угла атаки па Давр для опускающегося полукрыла связано с увеличением ст (а). В резуль-

со

тате при вращении по крену с угловой скоростью со* момент Мххсо*

направлен по вращению, ./И**со* >0 (момент авторотации).

Момент авторотации может значительно возрасти при наличии «внешнего» (всторону, противоположную вращению), скольжения, что расширяет границы возможного возникновения штопора (рис. 19.4). і Под действием момента авторотации вращение самолета при штопоре развивается до появления спиральной формы движения с быстрой потерей высоты и установившимся вращением самолета относительно всех осей.

Штопор может быть крутым (более 45° к горизонту) и плоским (менее 45°), нормальным (пуа >0, летчик в положении «головой вверх») и перевернутым (lпуа < 0, «головой вниз»), устойчивым и неустойчивым (прекращается при установке рулей в нейтральное положение или нет).

Вывод самолета из штопора, как правило, требует специаль­ных действий летчика, отличающихся от его привычных действий при нормальном пилотировании, и зависящих от вида штопора. Характерной особенностью выхода самолета из штопора является замедленная (через несколько витков) реакция на управляющие воздействия летчика.

Штопорные характеристики самолета определяются в процессе специальных исследований и испытаний.