При выводе самолета из штопора необходимо всегда отклонять руль направления против штопора раньше, чем руль высоты. При обратной последовательности самолет может не выйти из штопора.

 

Сваливание возникает только на околокритических, а штопор – только на закритических углах атаки самолета.

Штопором называется непроизвольное движение самолета по крутой спиралевидной траектории малого радиуса в режиме авторотации (при закритических углах атаки самолета, с одновременным вращением его относительно всех трех осей). Немедленно не парируемое без уменьшения угла атаки из-за частичной, а иногда даже практически полной потери управляемости самолета, и характеризуемое значительным усложнением условий ориентировки пилота. Вращение самолета по сложной траектории вызвано авторотацией крыла.

Рис. 12. Штопор однодвигательного самолета

 

Авторотацией или самовращением крыла самолета называется аэродинамическое явление, возникающее под действием набегающего на самолет потока воздуха (при закритических углах атаки самолета) из-за асимметрии в распределении областей срыва потока по крылу и проявляющееся в виде самопроизвольного вращения самолета (в первую очередь относительно его продольной оси) в результате появления начальной ненулевой угловой скорости крена после сваливания.

Сущность самовращения (рис. 13) в том, что у опускающего крыла угол атаки увеличивается, а подъемная сила (Yа) уменьшается, но лобовое сопротивление увеличивается. Одновременно с этим у поднимающего крыла угол атаки уменьшается, но подъемная сила (Yа) увеличивается, а лобовое сопротивление уменьшается. Разность подъемных сил крыльев вращает самолет относительно продольной оси, а разность сил лобового сопротивления вращает его относительно вертикальной оси.

В зоне самовращения, при наличии на самолете избыточного кабрирующего момента, происходит самопроизвольное увеличение угла атаки. При этом самолет из крутого штопора начинает переходить в плоский, так как меняется характер вращения самолета, а именно из-за уменьшения Yₐ подъемной силы, затухает вращение относительно продольной оси и значительно усиливается относительно вертикальной оси из-за увеличения лобового сопротивления.

 

Рис. 13. График зависимости поперечной устойчивости от углов атаки

При штопоре траектория движения ЦТ самолета близка к вертикали, поэтому вертикальная составляющая Rв полной аэродинамической силы приблизительно равна силе лобового сопротивления Ха, а горизонтальная составляющая Rг равна подъемной силе Уа. Таким образом, при установившемся штопоре сила лобового сопротивления уравновешивает вес самолета, а подъемная сила является силой, искривляющей траекторию движения самолета.

Штопор подразделяется: по виду на нормальный и перевернутый; но углу наклона продольной оси самолета к горизонту – на крутой и плоский; по характеру – на установившийся и неустановившийся, устойчивый и неустойчивый.

При крутом штопоре угол наклона продольной оси к горизонту
более 45º, при плоском – менее 45º. При устойчивом штопоре (даже при неустановившемся характере вращения) нет тенденции к переходу самолета в штопор обратного направления. При неустойчивом штопоре самолет может самопроизвольно переходить из штопора одного направления в штопор другого направления.

Траектория штопора – это спираль с радиусом, соизмеримым с
размахом крыла (1-5 м). Шаг этой спирали колеблется в пределах 150-200 м. Быстрое вращение самолета в штопоре связано с явлением самовращения (авторотации) крыла. Рассмотрим природу этого явления. Предположим, что крыло движущегося со скоростью V самолета вращается вокруг продольной оси с угловой скоростью (рисунок 13). При таком вращения крыла происходит изменение углов атаки вдоль размаха. Как видно из рисунка, углы атаки опускающегося крыла будут больше, чем углы атаки поднимающегося.
    Такое изменение углов атаки в докритической области сопровождается появлением мощного демпфирующего момента, препятствующего вращению.

    Иная картина получается при вращении крыла на на закритических углах атаки. В этом случае вращение, увеличивая угол атаки и вызывая срыв потока у опускающегося крыла, приведет к резкому падению коэффициента Суа, а соответственно и подъемной силы крыла. В результате, значение Суа у поднимающегося крыла (Супод) будет больше, чем у опускающегося.

 

 

Рис. 14. Картина обтекания крыла и распределения аэродинамических сил при самовращении крыла

Крыло будет вращаться с постоянной угловой скоростью. Самопроизвольное вращение крыла с постоянной yгловой скоростью называется самовращением. Возникновение срыва потока на опускающемся крыле сопровождается увеличением его лобового сопротивления, что кроме того, приводит к появлению момента М рыскания, стремящегося развернуть самолет в сторону опускающегося крыла.

Таким образом, если хотя бы одна половина крыла попадает в за критическую область, то у самолета появляется тенденция к самопроизвольному вращению вокруг продольной и вертикальной осей. т. е. тенденция к штопор.