самовращение

Рис. 1. Возникновение демпфирующего и раскручивающего моментов при самовращении.

самовраще́ние аэродинамическое — возникает на закритических углах атаки в результате потери самолётом аэродинамического демпфирования крена из-за асимметрии в распределении областей отрыва потока по крылу. Самопроизвольное вращение (в основном относительно продольной оси) вызывается появлением начальной скорости крена, например после сваливания. Природу аэродинамического момента, приводящего к вращению самолёта, можно понять, анализируя зависимость коэффициента подъёмной силы c_y (см. Аэродинамические коэффициенты) от угла атаки α (рис. 1). При кренении самолёта консоль крыла, идущая вниз, имеет большие углы атаки, чем идущая вверх. На докритических углах c_y < c_y max, а dc_y/dα > 0, увеличение а приводит к возрастанию подъёмной силы, а уменьшение — к её убыванию. В результате возникает демпфирующий момент крена, направленный против вращения. При углах атаки больше критического α_кр, когда наклон кривой c_y(α) меняется на противоположный (диапазон развития по крылу областей отрыва потока), на консоли крыла, идущей вниз, происходит уменьшение подъёмной силы, а на консоли, идущей вверх, — увеличение, и вместо демпфирующего момента возникает раскручивающий момент, стремящийся увеличить скорость крена. Асимметрия расположения областей отрыва потока по крылу, обусловленная появлением скорости крена, в свою очередь способствует её дальнейшему увеличению. Бо́льшая часть момента С. создаётся на самолёте крылом, хотя и другие его части при возникновении на них срыва потока могут способствовать вращению.

На рис. 2 приведены примерные зависимости аэродинамического момента M_α относительно оси вращения самолёта от безразмерной угловой скорости  = ωl/2V (где ω — скорость крена, l — размах крыла, V — скорость полёта), определяющей изменение угла атаки на концах крыла, для трёх различных значений α. На докритических углах атаки демпфирующий момент практически пропорционален . На околокритических углах атаки (α ~ α_кр) при возникновении небольшой угловой скорости появляется положительный момент, усиливающий вращение. При дальнейшем увеличении угловой скорости аэродинамический момент меняет знак. Значение ₁ соответствует устойчивому режиму С. На закритических углах атаки (α > α_кр) существует диапазон  < ₂, где сохраняется демпфирование. Превышение ₂ приводит к попаданию в устойчивый установившийся режим С. с угловой скоростью ₃. Существенное влияние на возможность существования С. оказывает скольжение. Условие баланса раскручивающего и демпфирующего аэродинамических моментов (M_а = 0), наряду с условием балансировки самолёта по тангажу, является одним из необходимых условий для существования режима установившегося штопора.

У манёвренных самолётов со стреловидным (в том числе треугольным) крылом потеря аэродинамического демпфирования крена, связанная с асимметричным отрывом потока с правой и левой консолей крыла, на околокритических углах атаки, например при выполнении виражей, может привести к установлению автоколебаний по крену, воспринимаемых лётчиком как покачивание самолёта с крыла на крыло. Эти автоколебания, как правило, предшествующие сваливанию, при значительной их амплитуде могут серьёзно усложнить пилотирование самолёта.

С. часто называют авторотацией крыла.

Литература:
Котик М. Г., Динамика штопора самолёта, М., 1976.

М. Г. Гоман.

Рис. 2. Примерные зависимости аэродинамического момента относительно оси вращения самолёта от безразмерной угловой скорости.