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
——- внутреннее ——- внешнее Рис. 19.4. Влияние угла скольжения на характеристики штопора: 1 області* авторотації и |
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.