Контрольная штопор

Штопор подразделяется:
1. По виду:
- нормальный;
- перевёрнутый.
2. По углу наклона продольной оси к горизонту:
- Крутой, более 45°;
- Плоский, менее 45°.
3. По характеру протекания:
- устойчивый (установившийся);
- неустойчивый (неустановившийся);
4.
По направлению вращения:
- левого;
- правого.
№
п/п
1
2
3
4
5
6
Наименование характеристики
Угол наклона продольной оси к горизонту,
Угол атаки, α
Скорость по траектории
Перегрузка
Высота, теряемая за один виток
Время одного витка, сек
°
Штопор
Крутой
50 … 70°
20 … 30°
≈ Vэк
2 … 3 ед.
200 … 300 м
2 … 3 сек
Плоский
20 … 45°
50 … 70
≈ Vmin T
1,5… 2 ед
50 … 100 м
1,5 … 2 сек
И мощного восходящего потока, и грубых нарушений со стороны пилота
К.К. Арцеулов 24 сентября 1916 года
крутой – угол наклона продольной оси к горизонту 50-70
При вращении крыла на близких к критическому и на закритических углах атаки увеличивается
угол атаки и усиливается срыв потока у опускающейся консоли крыла, что приводит к уменьшению
коэффициента Су и, следовательно, подъемной силы этой консоли Y оп. У поднимающейся консоли
крыла, наоборот, уменьшение угла атаки приведет к увеличению коэффициента Су и соответ-ственно
подъемной силы Y под этой консоли, поскольку интенсивность срыва потока на ней уменьшается.
Разность аэродинамических подъемных сил разных консолей крыла вызовет поперечный
момент Мх, направленный в сторону начального вращения крыла. Это уже не демпфирующий момент,
а возбуждающий, под действием которого угловая скорость этого вращения усиливается. Момент MX
настолько велик, что отклонение элеронов не в состоянии приостановить накренение самолёта.
Такое явление называется авторотацией (самовращением) крыла, которая лежит в основе
штопора самолета.
Центровка:
- при передней центровке у самолёта возникает пикирующий момент, что не способствует штопору.
Самолёт неохотно входит в штопор и охотно выходит.
- при задней центровке у самолёта возникает кабрирующий момент, что способствует штопору.
Самолёт охотно входит в штопор и неохотно выходит из штопора, в процессе штопора стремится
перейти из крутого в плоский.
Сваливанием называется непроизвольное быстроразвивающееся движение, обусловленное
накренением самолёта с опусканием носа и разворотом на околокритических углах атаки.
По характеру протекания:
- устойчивый (установившийся);
- неустойчивый (неустановившийся);
Скорость по траектории (крутой) ≈
Vэк
При выводе действовать только рулем высоты–штурвал от себя. Элероны и руль направления
удерживать нейтрально до выхода самолёта на нормальные эксплуатационные углы (при этом
скорость увеличивается). После достижения безопасной скорости, элеронами убрать крен и вывести
самолёт в горизонтальный полёт (штурвал на себя).
Отклонение элеронов:
- при отклонении по штопору способствует прекращению вращения вследствие обратного действия
элеронов на закритических углах атаки.
При симметричном срыве потока сваливание самолёта происходит на нос
Штопором называется неуправляемое движение самолета на закритических углах атаки по крутой
нисходящей спирали малого радиуса с одновременным самопроизвольным вращением его
относительно всех трех осей
Отклонение закрылков:
- увеличивается истинный угол атаки крыла α ист , уменьшается αкр , что способствует штопору. Самолет
с отклоненными закрылками охотно входит в штопор и неохотно выходит из штопора.
При несимметричном срыве потока сваливание происходит на крыло, потом на нос
При вращении крыла на близких к критическому и на закритических углах атаки увеличивается угол
атаки и усиливается срыв потока у опускающейся консоли крыла, что приводит к уменьшению
коэффициента Су и, следовательно, подъемной силы этой консоли Y оп. У поднимающейся консоли
крыла, наоборот, уменьшение угла атаки приведет к увеличению коэффициента Су и соответственно
подъемной силы Y под этой консоли, поскольку интенсивность срыва потока на ней уменьшается.
Разность аэродинамических подъемных сил разных консолей крыла вызовет поперечный
момент Мх, направленный в сторону начального вращения крыла. Это уже не демпфирующий момент,
а возбуждающий, под действием которого угловая скорость этого вращения усиливается. Момент MX
настолько велик, что отклонение элеронов не в состоянии приостановить накренение самолёта.
Такое явление называется авторотацией (самовращением) крыла, которая лежит в основе
штопора самолета.
При вращении самолета на больших углах атаки крыла значительно изменяются и лобовые
сопротивления консолей крыла: у опускающейся консоли оно увеличивается (за счет усиления срыва
потока), а у поднимающейся — уменьшается (за счет постепенного восстановления плавности
обтекания).
В результате разности лобовых сопротивлений образуется момент М у, стремящийся
развернуть самолет в сторону опускающейся консоли.
Таким образом, при вращении крыла на больших углах атаки, у самолета появляется тенденция к
самопроизвольному вращению вокруг его продольной и вертикальной осей, т.е. тенденция к штопору.
На первых 3 – 4 витках скорость вращения увеличивается, а затем штопор становится установившимся
и будет продолжаться до тех пор, пока пилот не примет мер для его прекращения.
Режим работы двигателя:
- дача газа на штопоре при нижней децентрации винта создаёт кабрирующий момент, что не
способствует выводу самолёта из штопора. При верхней децентрации – наоборот.
При вращении крыла на близких к критическому и на закритических углах атаки
увеличивается угол атаки и усиливается срыв потока у опускающейся консоли крыла, что приводит к
уменьшению
коэффициента Су и, следова-тельно, подъемной силы этой консоли Y оп. У поднимаю-щейся консоли
крыла, наоборот, уменьшение угла атаки приведет к увеличению коэффициента Су и соответ-ственно
подъемной силы Y под этой консоли, поскольку интенсивность срыва потока на ней уменьшается.
Разность аэродинамических подъемных сил разных консолей крыла вызовет поперечный
момент Мх, направленный в сторону начального вращения крыла. Это уже не демпфирующий момент,
а возбуждающий, под действием которого угловая скорость этого вращения усиливается. Момент MX
настолько велик, что отклонение элеронов не в состоянии приостановить накренение самолёта.
Такое явление называется авторотацией (самовращением) крыла, которая лежит в основе
штопора самолета.
При вращении самолета на больших углах атаки крыла значительно изменяются и лобовые
сопротивления консолей крыла: у опускающейся консоли оно увеличивается (за счет усиления срыва
потока), а у поднимающейся — уменьшается (за счет постепенного восстановления плавности
обтекания).
В результате разности лобовых сопротивлений образуется момент М у, стремящийся
развернуть самолет в сторону опускающейся консоли.
Таким образом, при вращении крыла на больших углах атаки, у самолета появляется тенденция к
самопроизвольному вращению вокруг его продольной и вертикальной осей, т.е. тенденция к штопору.
Профиль крыла:
- чем тоньше профиль крыла, тем меньше его критический угол атаки, поэтому самолёты с тонкими
симметричными крыльями лучше входят в штопор и лучше выходят из него.