штопор

Рис. 1. Штопорная аэродинамическая труба Т‑105.

што́пор самолёта — движение самолёта по вертикальной нисходящей спирали малого радиуса при больших углах атаки, возникающее после потери скорости полёта и сваливания. В режиме Ш. резко изменяются характеристики управляемости вплоть до полной её потери или появления обратной реакции самолёта на отклонения рулей. По ориентации самолёта относительно земли различают нормальный Ш. — самолёт занимает по отношению к земле положение, близкое к естественному (лётчик в кабине находится головой вверх), и нормальная перегрузка n_y > 0; перевёрнутый Ш. — лётчик расположен головой к земле и n_y < 0. В подавляющем числе случаев реализуется нормальный Ш.; перевёрнутый Ш. крайне редок и является либо следствием неправильного выхода из нормального Ш., либо возникает при сваливании на отрицательных углах атаки. В зависимости от углов атаки, на которых реализуется режим Ш., различают крутой Ш. (углы атаки α < 40—50°) и плоский Ш. (α≈50—70°), представляющий наибольшую опасность.

Ш. может происходить при практически постоянных угловых скоростях крена ω_x, рыскания ω_y, и тангажа ω_z, и углах атаки и скольжения, но во многих случаях движение в Ш. сопровождается колебаниями (колебательный Ш.). В ряде случаев эти колебания могут носить характер биений; при нарастающих по амплитуде колебаниях данный режим Ш. может оказаться неустойчивым, и самолёт либо переходит на другой режим Ш., либо выходит из него.

Вращение самолёта в Ш. носит, как правило, достаточно интенсивный характер: угловая скорость рыскания может достигать значения ω_y≈1 рад/с и более (для плоских Ш. характерны меньшие угловые скорости: ω_y≈0,1—0,5 рад/с). Предельным случаем движения самолёта в Ш. является так называемое падение листом, когда вращение по спирали практически отсутствует (α≈90°, ω_y≈0).

Основные причины попадания самолётов в Ш.: сваливание при отсутствии чётких действий со стороны экипажа по предотвращению выхода самолёта на большие углы атаки и парированию сваливания с переводом его на меньшие углы атаки; возникновение несимметричного обтекания самолёта на больших углах атаки, вследствие чего на самолёт действуют значительные моменты рыскания и крена, вызывающие его вращение в Ш. (см. Самовращение); отклонение органов управления, вызванное рефлекторным стремлением лётчика вывести самолёт из Ш. К таким действиям лётчика относится в первую очередь отклонение элеронов против вращения самолёта в Ш. Но на закритических углах атаки элероны из-за возникающих моментов рыскания при их отклонении дают обратную реакцию самолёта по крену вместо привычной для лётчика на малых углах атаки, которую принято называть прямой. В результате возможен переход самолёта в режим более интенсивного вращения, что вызывает увеличение угла атаки, переход в другой режим Ш. (более плоский) и изменение угловых скоростей до значений, соответствующих новому режиму. Точно так же штопорное движение в ряде случаев не прекращается из-за того, что лётчик рефлекторным отклонением органов управления продольным движением пытается вывести самолёт из режима снижения и отрицательных углов тангажа, в результате чего самолёт продолжает вращение на бо́льших углах атаки.

Систематическое изучение Ш. и методов вывода из него было начато К. К. Арцеуловым, который в 1916 первый в России совершил преднамеренный Ш., и продолжается в течение многих десятилетий. Значительный вклад в развитие теории Ш. и разработку экспериментальных методов его исследования внесли А. Н. Журавченко и В. С. Пышнов. Основными методами исследования Ш. являются специально организуемые лётные испытания (с предусмотрением особых мер безопасности, например установки противоштопорных ракет или противоштопорного парашюта — см. Противоштопорные устройства), а также испытания свободно летающих динамически-подобных моделей в вертикальных аэродинамических трубах с восходящим направлением потока (рис. 1). В 70-е гг. получили развитие еще два метода исследований Ш.: на свободно летающих моделях большой размерности (1/5—1/2 размеров натурного самолёта) с дистанционным и автоматическим управлением (модель сбрасывается с вертолёта или самолёта и по окончании полёта приземляется на парашюте); расчётные исследования на ЭВМ моделирование с участием лётчиков на пилотажных стендах. Этот вид исследований проводится на основе тщательного изучения аэродинамических характеристик самолётов на больших углах атаки (в стационарном режиме и при нестационарном движении) в аэродинамических трубах (рис. 2). В результате исследований устанавливаются конкретные виды Ш., характерные для данного типа самолёта, и методы вывода из него.

Каждый тип самолёта может иметь свои индивидуальные особенности вывода из Ш., однако в целях удобства обучения лётчиков принято несколько стандартных методов вывода самолёта из Ш. в порядке возрастания сложности действий рулями.

1-й метод — поставить все рули в нейтральное положение (в данном случае можно говорить о преднамеренном Ш., возникающем при отклонениях органов управления). При прекращении Ш. перейти к обычной манере пилотирования.

2-й метод — отклонить руль направления против Ш., элероны и руль высоты — в нейтральном положении. При прекращении вращения поставить руль направления в нейтральное положение.

3-й метод — отклонить руль высоты (стабилизатор) на кабрирование, руль направления — против вращения; элероны — в нейтральном положении. При прекращении вращения поставить руль направления в нейтральное положение, а руль высоты — в нейтральное положение или на пикирование (для уменьшения угла атаки).

4-й метод — отклонить руль направления против Ш., элероны по Ш., руль высоты на кабрирование. При прекращении вращения элероны и руль направления поставить в нейтральное положение, руль высоты — в положение, обеспечивающее уменьшение угла атаки.

Ш. относится к критическим режимам полёта (наряду со сваливанием и инерционным вращением) и является наиболее опасным по своим последствиям: за годы существования авиации Ш. был одной из основных причин потерь самолётов и гибели лётчиков. Это объясняется рядом причин. Для распознания лётчиком режимов Ш. и овладения техникой пилотирования для вывода самолёта из Ш. требуется большой объём лётной тренировки. Такое обучение проходят только лётчики-испытатели, и лишь незначительная часть из них специализируется в лётных испытаниях на Ш. Несмотря на внешнюю простоту стандартных методов вывода самолёта из Ш., в реальных условиях каждому, в том числе опытному, лётчику необходимо решить несколько задач: 1) установить, какой режим Ш. реализовался в конкретном случае (из-за возможной неоднозначности аэродинамических характеристик на данных углах атаки и влияния предыстории движения и положения рулей на одном и том же самолёте может реализоваться несколько режимов Ш.); 2) выбрать соответствующий метод вывода; 3) произвести чёткие действия рулями на вывод самолёта из Ш., при необходимости зафиксировать максимальное отклонение соответствующих рулей; в ряде случаев подобрать удачный момент для отклонения рулей (при колебательном Ш. — к моменту уменьшения вращения); 4) не проявляя излишней поспешности (вывод из Ш. может происходить в течение 1—2 и более витков), убедиться в наличии или отсутствии реакции самолёта на выбранный метод вывода при неизменном положении рулей; 5) к моменту уменьшения угловой скорости рыскания до нуля необходимо своевременно вмешаться в управление, чтобы добиться перехода на малые углы атаки и не оказаться в Ш. противоположного вращения или попасть в перевёрнутый. Лётчики, не имеющие достаточного опыта выведения самолётов из Ш., как правило, совершают ошибочные действия по пунктам 3) и особенно 4).

В режиме Ш. скоростные манёвренные самолёты снижаются со скоростью 80—100 м/с, и за один виток высота может уменьшиться на 0,6—1 км. Поэтому резерв времени у лётчика на принятие правильных решений и своевременные действия рулями очень мал и нужно возможно раньше предпринимать попытки выйти из этого режима. Но необходимо учитывать то, что собственно выход самолёта из Ш. будет сопровождаться потерей высоты ещё на 1—2 км. При этом должен ещё оставаться запас высоты для вывода самолёта из крутого пикирования, разгона самолёта до скоростей, достаточных для горизонтального полёта, минимального маневрирования и увода его от столкновения с землёй, а в некоторых случаях — для запуска двигателей (при заглохании или преднамеренном их останове в Ш.). Таким образом, попытки вывода самолёта из Ш. можно предпринимать до высот 4—5 км, на меньших высотах необходимо принимать экстренные меры к спасению экипажа.

Учитывая высокую опасность Ш., попадание пассажирских и других неманёвренных самолётов в режимы Ш. исключается специальными ограничителями углов атаки, а на стадии разработки самолётов — созданием достаточных запасов по углу атаки, то есть разницы между углами атаки, которые используются в эксплуатации, и углами атаки, на которых возникает сваливание. Такой подход принят в мировой практике для этих классов самолётов в 60-х гг. С тех пор на самолётах этого типа лётные испытания на Ш. не проводятся. На манёвренных самолётах лётные испытания на сваливание и Ш. продолжаются. Однако с начала 70-х гг. самолёты этого класса также оборудуются ограничителями угла атаки, системами сигнализации о превышении допустимого угла атаки, ведётся поиск компоновочных решений и способов управления для расширения используемых углов атаки без попадания в режимы сваливания и Ш. В 80-е гг. в связи с развитием расчётных методов исследования Ш. и более глубоким изучением особенностей аэродинамики самолётов на закритических углах атаки начались работы по созданию манёвренных самолётов, не имеющих режимов сваливания в Ш. в широком диапазоне углов атаки (вплоть до α≈ 50—70°).

Г. И. Загайнов.

Рис. 2. Испытания модели самолёта на штопор в аэродинамической трубе.