Что такое плоский штопор
Штопор (авиация)
Што́пор в авиации — особый, критический режим полёта самолёта (планёра), заключающийся в его снижении по крутой нисходящей спирали малого радиуса с одновременным вращением относительно всех трёх его осей. При этом самолёт переходит на режим самовращения (авторотации).
Содержание
Классификация штопора
Штопор подразделяется по виду:
по углу наклона продольной оси самолёта к горизонту:
Самолёт может войти в штопор непроизвольно из-за ошибки лётчика, допущенной при пилотировании, или может быть введён преднамеренно для ознакомления лётчика с особенностями поведения самолёта на штопоре и обучения технике ввода и вывода из штопора.
Предпосылкой к попаданию самолёта в штопор является выход на закритические углы атаки (аэродинамический подхват) и сваливание. Если происходит асимметричный срыв потока (например, вследствие скольжения или действия элеронов), то возникают моменты сил, придающие самолёту вращение вокруг осей. Если самолёт имеет хорошие противоштопорные характеристики, то вращение быстро затухает и происходит обычное сваливание, набор скорости и выход на нормальный режим полёта. В противном случае, самолёт попадает в режим устойчивого вращения, при котором асимметрия обтекания усугубляется и затягивает самолёт в установившийся штопор. В случае, если лётчик попытается потянуть штурвал или РУС на себя, велика вероятность перехода в плоский штопор, с большими углами атаки и угловыми скоростями вращения. Выход из этого режима весьма затруднён.
Опасность штопора
Эффективность управляющих плоскостей при штопоре падает, а быстрое вращение может привести к дезориентации пилота, что затрудняет вывод из штопора. Существенное падение подъёмной силы приводит к быстрому снижению и потере высоты, что представляет значительную опасность, особенно на малых высотах полёта. Всё это требует от пилота умения избегать сваливания (если нет цели выполнить штопор преднамеренно), распознавать предвестники сваливания и штопора (тряска, сигнал АУАСП и т. п.) и, при возникновении штопора, выводить из него самолёт на безопасной высоте.
Штопор самолёта не является фигурой пилотажа.
Выход из штопора
Существует несколько методов вывода самолёта из штопора, в зависимости от модели самолёта и от типа штопора. Общий принцип всех методов: остановить вращение, увеличить скорость, восстановить эффективность рулей, прекратить срыв потока на обеих консолях крыла, переведя аппарат в нормальный полёт со снижением и набором скорости.
В процессе лётных испытаний опытных самолётов, чьи штопорные характеристики ещё не известны, для обеспечения надёжного выхода из уже развившегося (устойчивого) штопора применяются противоштопорные парашюты или ракеты.
Уилфред Парк
Впервые случайный выход из штопора осуществил британский авиатор Уилфред Парк. В августе 1912 года из-за ошибки пилотирования его биплан Avro G вошёл в левый штопор на высоте 700 футов (200 метров). Пытаясь погасить сильную продольную перегрузку, Парк полностью отклонил руль направления вправо (то есть в сторону, противоположную направлению вращения аэроплана). Самолёт вышел из штопора на высоте всего 50 футов (15м).
Константин Арцеулов
Штопор на пассажирских самолетах
На пассажирских самолетах, не предназначенных для пилотажа, вывод из штопора не предусмотрен, а программы летных испытаний таких самолетов не включают проверки штопорных характеристик. Причины этого следующие:
Разработка теории штопора
Проблемой штопора в 1918-19 занимался английский учёный Г. Глауерт. Теоретическое обоснование штопора впервые разработано советским учёным В. С. Пышновым в работе «Самовращение и штопор самолётов» (1927).
Дальнейшие экспериментальные работы по штопору выполнены А. Н. Журавченко. В исследование штопора большой вклад внесли учёные ЦАГИ, летчики-испытатели ЛИИ, а также инженеры различных ОКБ. В частности, большой вклад в исследование динамики штопора внёс летчик-испытатель А.А.Щербаков.
Плоский штопор
Што́пор в авиации — особый, критический режим полёта самолёта (планёра), заключающийся в его снижении по крутой нисходящей спирали малого радиуса с одновременным вращением относительно всех трёх его осей. При этом самолёт переходит на режим самовращения (авторотации).
Содержание
Классификация штопора
Штопор подразделяется по виду:
по углу наклона продольной оси самолёта к горизонту:
Самолёт может войти в штопор произвольно из-за ошибки лётчика, допущенной при пилотировании, или может быть введён преднамеренно для ознакомления лётчика с особенностями поведения самолёта на штопоре и обучения технике ввода и вывода из штопора.
Предпосылкой к попаданию самолёта в штопор является выход на закритические углы атаки (аэродинамический подхват) и сваливание. Если происходит асимметричный срыв потока (например, вследствие скольжения или действия элеронов), то возникают моменты сил, придающие самолёту вращение вокруг осей. Если самолёт имеет хорошие противоштопорные характеристики, то вращение быстро затухает и происходит обычное сваливание, набор скорости и выход на нормальный режим полёта. В противном случае, самолёт попадает в режим устойчивого вращения, при котором асимметрия обтекания усугубляется и затягивает самолёт в установившийся штопор. В случае,если лётчик попытается потянуть штурвал или РУС на себя, велика вероятность перехода в плоский штопор, с большими углами атаки и угловыми скоростями вращения.Выход из этого режима весьма затруднён.
Опасность штопора
Эффективность управляющих плоскостей при штопоре падает, а быстрое вращение может привести к дезориентации пилота, что затрудняет выход из штопора. Существенное падение подъёмной силы приводит к быстрому снижению и потере высоты, что представляет значительную опасность, особенно на малых высотах полёта. Всё это требует от пилота умения избегать сваливания (если нет цели выполнить штопор преднамеренно), распознавать предвестники сваливания и штопора (тряска, сигнал АУАСП и т. п.) и, при возникновении штопора, выводить из него самолёт на безопасной высоте.
Штопор самолета является наиболее сложной фигурой пилотажа.
Выход из штопора
Существует несколько методов вывода самолёта из штопора, в зависимости от модели самолёта и от типа штопора. Общий принцип всех методов: остановить вращение, увеличить скорость, восстановить эффективность рулей, прекратить срыв потока на обеих консолях крыла, переведя аппарат в нормальный полёт со снижением и набором скорости.
В процессе лётных испытаний опытных самолётов, чьи штопорные характеристики ещё не известны, для обеспечения надёжного выхода из уже развившегося (устойчивого) штопора применяются противоштопорные парашюты или ракеты.
Уилфред Парк
Впервые случайный выход из штопора осуществил британский авиатор Уилфред Парк. В августе 1912 года из-за ошибки пилотирования его биплан Avro G вошел в левый штопор на высоте 700 футов. Пытаясь погасить сильную продольную перегрузку, Парк полностью отклонил руль направления вправо (то есть в сторону, противоположную направлению вращения аэроплана). Самолёт вышел из штопора на высоте всего 50 футов.
Константин Арцеулов
Разработка теории штопора
Проблемой штопора в 1918-19 занимался английский учёный Г. Глауерт. Теоретическое обоснование штопора впервые разработано советским учёным В. С. Пышновым в работе «Самовращение и штопор самолётов» (1927).
Дальнейшие экспериментальные работы по штопору выполнены А. Н. Журавченко. В исследование штопора большой вклад внесли ученые ЦАГИ, летчики-испытатели ЛИИ,а также инженеры различных ОКБ. В частности, большой вклад в исследование динамики штопора внес летчик-испытатель А.А.Щербаков.
Авиакатастрофы, произошедшие в результате сваливания самолёта в штопор
Примечания
На первых Ту-134 (ГА) в комплектации были парашюты, которые не только помогали сократить пробег, но были единственным средством вывода самолета из штопора (из-за центровки самолета он как правило был плоским или падал хвостом вниз).
Ссылки
Полезное
Смотреть что такое «Плоский штопор» в других словарях:
Штопор (авиация) — У этого термина существуют и другие значения, см. Штопор. Штопор в авиации особый, критический режим полёта самолёта (планёра), заключающийся в его снижении по крутой нисходящей спирали малого радиуса с одновременным вращением относительно… … Википедия
Штопор (пилотаж) — У этого термина существуют и другие значения, см. Штопор. В этой статье не хватает ссылок на источники информации. Информация должна быть проверяема, иначе она может быть поставлена под сомнение и удале … Википедия
ШТОПОР ПЛОСКИЙ — т. е. штопор, когда ось фюзеляжа близка к горизонтальному положению; фигура высшего пилотажа. Выполняется следующим образом: дают сильно до отказа желаемую ногу и в то же время ручку немного в противоположную сторону; хвост самолета занесется и… … Морской словарь
Штопор 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 … Энциклопедия техники
штопор — Рис. 1. Штопорная аэродинамическая труба Т‑105. штопор самолёта движение самолёта по вертикальной нисходящей спирали малого радиуса при больших углах атаки, возникающее после потери скорости полёта и сваливания. В режиме Ш. резко… … Энциклопедия «Авиация»
штопор — Рис. 1. Штопорная аэродинамическая труба Т‑105. штопор самолёта движение самолёта по вертикальной нисходящей спирали малого радиуса при больших углах атаки, возникающее после потери скорости полёта и сваливания. В режиме Ш. резко… … Энциклопедия «Авиация»
штопор — Рис. 1. Штопорная аэродинамическая труба Т‑105. штопор самолёта движение самолёта по вертикальной нисходящей спирали малого радиуса при больших углах атаки, возникающее после потери скорости полёта и сваливания. В режиме Ш. резко… … Энциклопедия «Авиация»
штопор — Рис. 1. Штопорная аэродинамическая труба Т‑105. штопор самолёта движение самолёта по вертикальной нисходящей спирали малого радиуса при больших углах атаки, возникающее после потери скорости полёта и сваливания. В режиме Ш. резко… … Энциклопедия «Авиация»
Штопор — (голл. stopper, от stop пробка) 1) свёрнутый в спираль стержень из толстой, обычно стальной проволоки (диаметром 10 20 мм); имеет на конце швартовочное кольцо. Ввинченный в грунт, дерево, лёд Ш. служит для швартовки самолётов, планёров,… … Большая советская энциклопедия
ШТОПОР — самолёта движение самолёта по крутой нисходящей спирали малого радиуса на закритич. атаки углах с одноврем. вращением вокруг всех трёх осей, сопровождающееся частичной или полной потерей управляемости. Различают Ш.: неустойчивый (угловые скорости … Большой энциклопедический политехнический словарь
От российских летчиков 35 лет скрывают, почему “Ту-154” попадают в плоский штопор
С момента той авиакатастрофы “Ту-154” под Донецком, которая унесла жизни 170 человек, прошло более полутора лет. Умершие похоронены, расследования завершены, виновные назначены…
Казалось бы, хватит бередить старые раны, пора все забыть. Однако, как стало известно “МК”, в ближайшее время возможно новое, повторное расследование донецкой трагедии. Эта инициатива, исходящая от ряда авторитетных авиаспециалистов, поддержана на самом верху. Дело в том, что появились факты, ставящие под сомнение официальные выводы комиссии по расследованию.
Напомню, что 2.10.2006 “МК” первым опубликовал выписку из расшифровки переговоров экипажа “Ту-154”, разбившегося 22 августа 2006 года под Донецком. С самого начала мы сомневались, что виновными в трагедии можно считать только пилотов, как это утверждали “источники, близкие к расследованию”. Наша версия была другой: виновных, в том числе и в ошибках пилотов, надо искать на земле, среди живых. Однако фактическими доказательствами такой версии мы в то время не располагали. Теперь они у нас есть.
В распоряжении “МК” оказалось письмо профсоюза летного состава России, за подписью его президента Мирослава Бойчука. В нем говорится: “При расследовании трагедии с самолетом “Ту-154” в районе Донецка в августе 2006 года причиной был назван “вывод” самолета на закритические углы атаки. В то же время параметры полета, зафиксированные бортовым самописцем, убедительно показывают, что произошел самопроизвольный “выход” самолета на режим сваливания”.
Казалось бы: “вывод” и “выход” — разница в единственной букве. Но она принципиально меняет картину трагедии, а главное — виновных в ней.
Слово “вывод” предполагает, что экипаж предпринял некоторые усилия и вывел самолет в режим полета, который привел к трагедии, и пилоты однозначно виноваты в катастрофе.
Слово “выход” говорит о том, что самолет сам повел себя неадекватно. В этом случае вина экипажа является недоказанной.
Однако вердикт прокуратуры гласит: виновны летчики, а дело прекращено в связи с гибелью командира корабля.
Многие летчики с этим не согласны. Поэтому в письме профсоюза летного состава России на имя председателя Правительства РФ Виктора Зубкова говорится: “присоединяемся к предложению известного пилота, кандидата технических наук Герасимова Владимира Терентьевича о перерасследовании данного события”.
По имеющейся у “МК” информации, предложение Герасимова поддержал также и Минтранс, считая необходимым провести независимую экспертизу материалов расследования.
“МК” решил обратиться за комментарием по поводу вновь открывшихся фактов к инициатору нового разбирательства — Владимиру Герасимову, летчику-испытателю, членкору Международной академии проблем человека в авиации и космонавтике, участнику расследования более 50 авиационных происшествий:
— Полтора года ушло на официальное расследование причин этой катастрофы, хотя по Положению о расследовании на это отводится не более месяца. Многие специалисты в первый же день после катастрофы предположили, что на эшелоне 11 800 метров, где шел самолет, мог быть какой-то порыв воздушных масс, сбросивший его в режим плоского штопора. Проработав более года, комиссия пришла к точно такому же выводу. Однако в отчете комиссии, где говорится о причине катастрофы, допущены две грубейшие ошибки. Я сейчас не говорю, сознательно это сделано или по незнанию, но они есть.
Первая ошибка: там сказано, что причиной катастрофы стал “вывод самолета на закритические углы атаки и режим сваливания с последующим переходом его в плоский штопор”. На самом деле был не “вывод” самолета, а его “выход”, что подтверждается средствами объективного контроля.
Вторая ошибка: не закритические углы привели к аэродинамическому подхвату, а наоборот: аэродинамический подхват спровоцировал выход на закритические углы и последующее сваливание.
— Напомните, что такое “подхват”?
— В аэродинамике это известное явление — когда в определенных условиях у самолета происходит самопроизвольное увеличение углов атаки и тангажа и при этом уменьшение скорости полета.
— То есть самолет поднимает нос, хотя экипаж для этого ничего не делал?
— Верно. А теперь давайте обратимся к расшифровке параметров критического момента полета, который начался на 35-й минуте 40-й секунде. Полет до этого проходил на высоте 11 861 м, а потом вдруг высота за 10 секунд сразу увеличивается на 900 метров. Это значит, что вертикальная скорость в этот момент была 90 м\\сек. Такую скорость рулями экипаж создать просто не сможет. Что же привело к этому? Обратите внимание на показатель перегрузки (точка №3). То есть самолет попал в возбужденную атмосферу. Его болтало, экипаж боролся с болтанкой, поэтому перегрузка скачет. Но в момент, когда произошел “подхват”, перегрузка отрицательная.
— …что не было взятия штурвала на себя. Посмотрите на показатель штурвала (точка №5). Он тоже болтается вокруг осредненной величины, но на 40-й секунде нет его взятия на себя. И, наконец, углы атаки (точка №4) тоже находятся в нормальных пределах. А в момент “подхвата” они даже ниже эксплуатационных.
Таким образом, мы видим, что экипаж штурвал на себя не хватал, углы были далекие от критических, перегрузка была отрицательная, но самолет при этом понесся вверх. Значит, мы можем сказать, что это был не вывод самолета экипажем, а его самопроизвольный выход на закритические углы атаки с последующим сваливанием в плоский штопор.
— И что же к этому могло привести?
— Конструктивная особенность “Ту-154”, которая называется “подверженность аэродинамическому подхвату”. И это убедительно зафиксировал объективный, не подверженный никаким конъюнктурным соображениям и телефонным звонкам самописец. Эта железяка выдала нам объективную картину! Но учитывая, что причина была определена неправильно, мы не можем выработать эффективных рекомендаций по устранению подобных причин и, следовательно, должны ожидать повторения аналогичной трагедии.
В данном случае экипаж по сути дела был обвинен в неграмотности. Это несправедливо, так как “грамота”, которая ему была доступна, не содержала информации об этих особенностях самолета. И этих вещей не знал ни этот, ни какой-либо другой экипаж гражданской авиации.
— А было ли кому-либо вообще об этом известно?
— Да, было. Эта особенность “Ту-154” выявлена в июле 1972 года, во время летных испытаний самолета перед началом его эксплуатации. Летчик-испытатель КБ Туполева Сергей Тимофеевич Агапов, опытный пилот, высказал предположение, что “зад” у “Ту-154” слишком тяжелый, так как три двигателя расположены на хвосте, и как бы не получилось, что он будет подвержен попаданию в плоский штопор.
Перед выполнением программы испытаний на большие углы атаки — а эти режимы облетываются только в хорошую погоду и со всякими предохранительными устройствами — он потребовал установить на “Ту-154” противоштопорный парашют. Что и было сделано. И, дождавшись хорошей погоды, летчики полетели.
Пилотами в том полете были сам Сергей Агапов и летчик-испытатель ГосНИИ гражданской авиации Владимир Мезох; в будущем один Герой Советского Союза, а другой — России. Это я к тому, что летчики были классные, и, тем не менее, когда они попали в плоский штопор, то Мезох — он сидел на левом кресле, и рукоятка выпуска парашюта находилась в его ведении — так растерялся, что не смог сделать движение, чтобы выпустить противоштопорный парашют.
Тогда Сергей Агапов с правого сиденья отстегнул свои ремни, дотянулся до этой рукоятки и выдернул ее. Парашют раскрылся, самолет вышел из режима плоского штопора. Они спаслись. Это было в ясном небе, ожидаемо, а линейный экипаж в 2006 году находился в облаках и понятия не имел об этих особенностях самолета…
— Но результаты испытаний должны быть где-то отражены?
— Должны. Однако этого сделано не было.
— Это — отрицательная особенность самолета. С которой он мог не соответствовать по тактико-техническим требованиям самолету гражданской авиации. В результате все было скрыто и скрывается до сих пор.
— Разработчиками. И ни в одном эксплуатационном документе, который доводится до линейных пилотов, нет ни слова об этих особенностях самолета и ни слова о том, что это было выявлено в летных испытаниях.
Более того, в 1985 году произошла аналогичная катастрофа узбекского самолета “Ту-154” в районе города Карши, местечка Учкудук. Погибло 200 человек, из них очень много детей. При расследовании тогда также эта особенность не была вскрыта, хотя поведение самолета было таким же, как в процессе летных испытаний. Теперь вот это повторилось под Донецком. А дальше где. Хотя давно уже в руководстве по летной эксплуатации “Ту-154” должно быть красными чернилами записано: самолет подвержен аэродинамическому подхвату и после сваливания он попадает в плоский штопор.
— Если такое записать, то кому это может помешать?
— Конечно, это скажется на имидже разработчиков, но зато предотвратит возможные катастрофы. Ведь ежедневно “Ту-154” все еще перевозит тысячи пассажиров…
— Можно ли только машину обвинять в трагедии? Была ведь еще и плохая погода. Зная о ней, экипаж мог бы и не лететь?
— Кстати, в материалах расследования не нашли серьезного отражения нарушения в организационном, аэронавигационном и метеорологическом обеспечении данного рейса.
— Что вы имеете в виду?
И, наконец, до экипажа не была доведена информация об изменении верхней границы облачности с 11 км до 13. Естественно, командир предполагал, что, когда займет высоту 11 800 м, этого запаса будет достаточно, чтобы пройти верхом, как и положено. Хотя метеорологи сообщили всем диспетчерским пунктам, что облака поднялись. Но на своем пути “Ту-154” ни в Ростове, ни в Харькове, ни в Донецке такого сообщения не получил.
Я предполагаю, что если бы экипаж имел эту информацию, то никогда не пошел бы в ту облачность. Однако в отчете комиссии по расследованию нет претензий ни к диспетчерской службе, ни к Минтрансу, ни к метеообеспечению. Это неправильно, так как данные нарушения способствовали авиакатастрофе и являются одной из ее причин.
— И чего вы теперь добиваетесь?
— Во-первых, провести независимую экспертизу материалов расследования специалистами службы безопасности полетов ВВС Минобороны с привлечением экспертов профсоюза летного состава РФ. Это будет объективно и гласно.
Сегодня нужно прийти к единому пониманию, что такое безопасность полетов. Наука говорит: это — качественный показатель деятельности авиационно-транспортной системы. Подчеркиваю: системы! Так как контроль требуется на всех этапах ее деятельности. Сейчас же получается, что кто-то где-то недоработал, а все недоработки этих людей сваливаются на экипаж. В совокупности они могут превысить психофизиологические возможности экипажа. Тогда происходит трагедия.
МАК (Межгосударственный авиационный комитет) недавно провел анализ безопасности полетов за 30-летний период. Согласно ему, уровень безопасности в нашей гражданской авиации сопоставим с США и значительно превышает средний по ИКАО (Международная организация гражданской авиации). Возникает закономерный вопрос: за счет чего мы достигли такого уровня, если летаем на старых самолетах, садимся на худшие аэродромы, получаем меньше, чем летчики других стран? Ответ один: только за счет высокого профессионального мастерства. Именно поэтому наши пилоты так востребованы за рубежом. Но у себя дома мы так и не научились их ценить. Видимо, поэтому так удобно списывать причины всех катастроф на экипаж, на пресловутый “человеческий фактор”.
Штопор самолета
ШТОПОР САМОЛЕТА
Штопором самолета называется неуправляемое движение самолета по спиральной траектории малого радиуса на закритических углах атаки.
В штопор может войти любой самолет, как по желанию летчика, так и самопроизвольно при ошибках летчика в технике пилотирования. Так как штопор представляет собой неуправляемое движение, то выход и управляемый полет требует твердых навыков, хороших знаний и понимания его физической сущности. Штопор выполняется на самолетах Як-52 и Як-55 как с учебной целью, для тренировки летного состава, а также как фигура спортивного пилотажа.
Существуют два вида штопора: нормальный (прямой) и обратный (перевернутый) (Рис. 1).
По режиму установившегося вращения штопор подразделяется на крутой (наклон фюзеляжа к горизонту составляет 50. 70°) и плоский (наклон фюзеляжа составляет около 20. 300).
Потеря высоты на крутом штопоре в среднем составляет 100. 150 м за один виток. На плоском штопоре потеря высоты значительно меньше и составляет 50. 80 м.
СРЫВ В ШТОПОР НА МАЛОЙ ВЫСОТЕ
Поэтому когда угол атаки достаточно увеличился, подъемная сила становится меньше веса самолета и он начнет «проваливаться», опуская капот. Если летчик попытается еще увеличить угол атаки, то самолет станет «проваливаться» плашмя, т. е. парашютировать. Однако при парашютировании самолет трудно удерживать от кренов. А так как эффективность элеронов на больших углах атаки сильно ослаблена, то сохранить поперечное равновесие обычно не удается, и самолет сваливается на крыло, стремясь перейти в штопор.
Таким образом, происходит так называемая потеря скорости, которая приводит к ухудшению поперечной управляемости. Если бы летчик мог длительное время удерживать самолет в состоянии парашютирования, то в любой момент можно было бы, отклонив ручку управления от себя, уменьшить углы атаки, набрать скорость и перевести самолет в нормальный полет. Иногда это возможно, если потеря скорости не полная. В этом случае самолет упадет на нос, быстро наберет скорость и снова станет управляемым. Также при потере скорости и падении на крыло (Рис. 3, а) возможен вывод самолета на нос. В противном случае вслед за сваливанием на крыло следует штопор, для выхода из которого и из последующего пикирования требуется значительная высота.
— на малых высотах (примерно 600 м) необходимо всегда иметь достаточный запас скорости, т. е. выдерживать скорость не менее наивыгоднейшей;
— если допущена ошибка, скорость упала на значительную величину, управление, особенно по элеронам, стало несколько вялым, следует незначительно отклонить ручку управления от себя и в то же время удерживать самолет в поперечном равновесии элеронами и рулем направления;
— в случае внезапного отказа двигателя, особенно на взлете немедленно отклонить ручку управления от себя, и если скорость сильно упала, не начинать разворота до тех пор, пока самолет не наберет скорость до необходимой величины (не менее наивыгоднейшей) и не перейдет в нормальное планирование.
САМОВРАЩЕНИЕ КРЫЛА НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ. ПРЯМОЙ ШТОПОР
При потере скорости и накренении самолета происходит увеличение углов атаки у опускающегося полукрыла и уменьшение их у поднимающегося полукрыла (Рис. 4). Если полет происходит на малых или средних углах атаки, то указанное изменение углов атаки создает торможение (демпфирование) крена (Рис. 6).
На критических или закритических углах атаки случайное накренение самолета (вращение вокруг продольной оси) не только не тормозится, а, наоборот, еще больше усиливается, так как увеличение углов атаки сверх критического у опускающегося полукрыла 
сопровождается усилением срыва потока и падением коэффициента СуОП; у поднимающегося полукрыла, у которого углы атаки уменьшаются 
, коэффициент подъемной силы СуПОД уменьшается в меньшей степени или даже может возрасти (Рис. 5). В результате этого подъемная сила опускающегося полукрыла, имеющего большие углы атаки, оказывается меньшей, чем у поднимающегося полукрыла, вследствие чего на самолет будет действовать момент самовращения Мх (см. Рис. 4), направленный в сторону первоначального накренения самолета Это явление-самовращение, или авторотация, лежит в основе штопора самолета.
Рис. 4 К объяснению самовращения крыла
Рис. 5 К объяснению самовращения крыла
Рис. 6 К объяснению демпфирования крыла
Рис. 7 Соотношение подъемных сил опускающегося и поднимающегося полукрыльев при установившемся самовращении
Под действием указанного неуравновешенного момента самовращения крыло будет вращаться вокруг продольной оси с положительным угловым ускорением. По мере ускорения вращения поднимающееся полукрыло начинает работать с углами атаки, значительно меньшими критического, т. е. в условиях плавного обтекания, в то время как опускающееся полукрыло уже работает в условиях полного срыва воздушного потока.
Но угловая скорость накренения не будет возрастать безгранично. При некоторой угловой скорости вращения наступает равенство СуОП = СуПОД (Рис. 7), моменты нормальных сил обеих полукрыльев выравниваются, угловое ускорение исчезает и устанавливается постоянная угловая скорость 
самовращения (авторотации).
Величина угловой скорости самовращения крыла самолета зависит от величины исходного угла атаки (перед срывом в штопор).
ПЕРЕВЕРНУТЫЙ ШТОПОР
Перевернутый (обратный) штопор может быть получен как преднамеренно, так и непроизвольно из-за грубых ошибок летчика в технике пилотирования. Вращение самолета в перевернутом штопоре происходит в области отрицательных закритических углов атаки.
Обратный штопор может выполняться как с прямого, так и с обратного полета. Перед вводом скорость полета уменьшается до минимальной, углы атаки при этом становятся околокритическими или критическими. Достигнув критических углов атаки, летчик создает скольжение на одно из полукрыльев, и самолет входит в режим авторотации.
В этом случае отрицательный угол атаки и Су по величине меньше, чем в прямом полете (для самолета Як-52). Так как максимальный коэффициент подъемной силы имеет отрицательную величину 
, при котором образуется срыв потока и начинается авторотация, и в обратном полете его значение меньше, чем в прямом, то безопасная скорость (минимальная), при которой происходит срыв в перевернутый штопор, будет больше, чем в прямом полете, на 20. 30 км/ч. Для самолета Як-52 скорость срыва в перевернутый штопор составляет 140 км/ч. В перевернутом штопоре вращение самолета происходит таким образом, что кабина самолета находится на внешней стороне, поэтому летчик не прижимается к сиденью, как в обычном штопоре, а, наоборот, отделяется от сиденья и висит на привязных ремнях.
Непроизвольный срыв в обратный штопор может быть при выполнении обратного пилотажа.
Характер вращения самолета Як-52 при перевернутом штопоре более равномерный, чем при выполнении прямого штопорa. Выход самолета из перевернутого штопора более прост и надежен, чем из прямого. Это объясняется тем, что значения СуМАКС крыла самолета Як-52 на отрицательных углах атаки, при которых происходит перевернутый штопор, будут меньше, чем при обычном (прямом) штопоре, вследствие чего и склонность к авторотации крыла будет менее резко выражена.
При попадании в непреднамеренный перевернутый штопор летчик должен в первую очередь убедиться, что это действительно перевернутый штопор, и уточнить направление вращения. Только после этого должен приступить к выводу самолета из перевернутого штопора.
ПЛОСКИЙ ШТОПОР
Самолет переходит из нормального (прямого) штопора в плоский при следующих ошибках в технике пилотирования:
отклонение ручки управления против вращения в момент ввода самолета в нормальный (прямой) штопор или в процессе выполнения;
полное отклонение педали и ручки управления по диагонали на себя и в противоположную сторону данной педали в процессе выполнения поворота на вертикали;
увеличение оборотов двигателя в процессе выполнения прямого штопора.
С горизонтального полета самолет входит в плоский штопор стандартным способом как в прямой штопор, но при этом элероны отклоняются на вводе против вращения.
С поворота на вертикали самолет попадает в плоский штопор, не доходя 40. 30° до вертикали вниз за счет резкого отклонения ручки управления на себя и отклонения элеронов против вращения (педаль полностью отклонена в сторону поворота на вертикали).
Нормальный плоский штопор носит устойчивый характер, угловые скорости в процессе штопора знак не меняют и нет приостановки вращения.
Скорость в процессе выполнения плоского штопора не растет и колеблется в пределах 100. 150 км/ч.
Характеристики штопора от количества витков вращения практически не зависят, однако с ростом количества витков в штопоре увеличивается запаздывание и потеря высоты на выводе.
На самолетах Як-52 и Як-55 правый плоский штопор более устойчивый, чем левый.
Положение элеронов при выполнении плоского штопора влияет на его характеристики. Постановка элеронов в нейтральное положение при установившемся плоском штопоре на его характеристики не влияет. При этом вращение остается равномерным, а угловая скорость несколько уменьшается.
Постановка элеронов по вращению способствует переходу в крутой штопор и затем в крутую спираль. При этом угловая скорость интенсивно уменьшается 
, приборная скорость увеличивается, а вращение становится неравномерным.
Увеличение оборотов при выполнении плоского штопора приводит к уменьшению угла тангажа на 5. 10°. Угловая скорость вращения увеличивается, приборная скорость возрастает с 100 км/ч до 140. 150 км/ч.
С увеличением количества витков штопора запаздывание на выводе растет.
ФАКТОРЫ, ВЛИЯЮЩИЕ НА ШТОПОР САМОЛЕТА
Отклонение элеронов. Характеристики штопора сильно зависят от скольжения. Отклонение элеронов при штопоре влияет на скольжение. Опущенный элерон увеличивает аэродинамическое сопротивление полукрыла, создавая тем самым разворачивающий момент, который создает скольжение на противоположное полукрыло.
Если, например, при выполнении левого штопора отклонить ручку управления вправо (против штопора), то возникает скольжение на правое полукрыло. Поэтому, как правило, отклонение элеронов против штопора не способствует выходу самолета из штопора, а наоборот, усиливает вращение.
Скольжение самолета также может создаваться и отклонением педали.
ВЛИЯНИЕ ИЗМЕНЕНИЯ, УГЛОВ АТАКИ И СКОЛЬЖЕНИЯ НА ХАРАКТЕРИСТИКИ ШТОПОРА.
В процессе штопора самолет вращается не только вокруг продольной оси самолета X, но вокруг вертикальной оси Y, в сторону накренения. Вращение самолета на штопоре вокруг оси Y вызывается тем, что лобовое сопротивление у опускающегося полукрыла, работающего на закритических углах атаки в условиях срыва потока, больше, чем у поднимающегося полукрыла, работающего в условиях плавного обтекания на докритических углах атаки.
Таким образом, самовращение крыла вокруг продольной оси самолета на закритических углах атаки сопровождается появлением спирального путевого момента My, который, разворачивая самолет в сторону накренения, вводит его в спиральное движение. Капот самолета при этом обращен вовнутрь спиральной траектории.
Рис. 8 Параболический участок штопора
Ось спирали, по которой движется самолет (его центр тяжести), на первых витках штопора близка к параболе (Рис. 8). Это объясняется тем, что в процессе вращения самолета подъемная сила в среднем за виток нейтрализуется (подъемная сила в равное время направлена как вверх, так и вниз) и самолет в среднем движется под действием силы тяжести как тело, вращающееся горизонтально.
Для параболического участка траектории, когда ось штопора близка к горизонтали, характерны периодические изменения углов атаки и скольжения, вызывающие неравномерность, а иногда и неустойчивость штопора. На этом этапе штопора (по мере накренения в процессе сваливания на крыло) вертикальная составляющая подъемной силы уменьшается, вследствие чего у самолета возникает скольжение на опущенное полукрыло, т. е. внутреннее, или, во всяком случае, уменьшается внешнее скольжение, которое было создано при сваливании, и вращение самолета замедляется. Когда самолет повернется на 180°, то при дальнейшем вращении внизу уже окажется внешнее полукрыло и начнет развиваться (или усиливаться) внешнее скольжение, которое ускоряет вращение. В итоге вращение оказывается неравномерным.
У самолета Як-52, очень чувствительного к скольжению, появляющееся внутреннее скольжение может не только замедлить вращение, но и изменить его направление. Это возможно в том случае, когда вход в штопор был недостаточно энергичным, с малой угловой скоростью. Такой штопор называется неустойчивым.
РАЗНОС МАСС
Неравномерность вращения самолета вокруг наклонной оси штопора вызывает непрерывные изменения угла наклона продольной оси самолета к горизонту: капот самолета периодически то поднимается, то опускается вниз. При вращении самолета массы, разнесенные вдоль оси фюзеляжа, создают центробежный кабрирующий момент, который стремится поднять капот самолета и увеличить угол атаки. Пикирующий момент полной аэродинамической силы самолета стремится опустить капот и уменьшить угол атаки (Рис. 9). В момент замедления вращения пикирующий момент от аэродинамических сил Мпик становится большим, чем кабрирующий момент от центробежных сил капота и хвоста самолета Мкаб, вследствие чего само лет опускает капот. Опускание капота сопровождается увеличением угловой скорости вращения и нарастанием Мкаб от центробежных сил. Когда Мкаб станет больше, чем Мпик, опускание капота прекращается и далее он поднимается.
По мере приближения оси штопора к вертикали неравномерность вращения самолета постепенно уменьшается и продольная ось самолета составляет более постоянный угол с горизонтом.
Рис. 9 Схема сил, действующих на самолет при выполнении штопора. Влияние инерционных сил разнесенных грузов
Рис. 10 Аэродинамическое затенение рулей при штопоре
ВЛИЯНИЕ ЦЕНТРОВКИ САМОЛЕТА.
На переход самолета в штопор и на вывод его значительное влияние оказывает центровка.
Самолет Як-52 при полете одного летчика в передней кабине имеет значительную переднюю центровку (17,7 %), следовательно, крыло на больших углах атаки создает большой пикирующий момент, т. е. тенденцию перехода в пикирование и уменьшения угла атаки. Вследствие этого самолет труднее переходит из нормального (прямого) штопора в плоский и легко выходит из штопора. При перемещении центра тяжести назад картина ухудшается, особенно при очень задних центровках. Это объясняется тем, что момент крыла на больших углах атаки из пикирующего становится кабрирующим, т. е. самолет стремится увеличить угол атаки (примерно начиная с центровки 30 % САХ). Из вышесказанного следует вывод, что при задней центровке самолет будет хуже выходить из штопора (с запаздыванием), а при задней центровке может совсем не выйти.
Эффективность рулей управления при выводе самолета из штопора может быть достигнута путем рационального взаимного размещения вертикального и горизонтального оперения на фюзеляже и выбором формы в плане.
Влияние силовой установки на штопор. Изменение режима работы двигателя (силовой установки) в значительной мере влияет на характер штопора. Особенно влияние сказывается на самолете Як-52, имеющего децентрацию тяги силовой установки. Вывод самолета из штопора облегчается путем увеличения оборотов двигателя, так как сила тяги создает пикирующий момент, который также увеличивается за счет момента от действия струи воздушного винта на горизонтальное оперение, т. е. увеличение оборотов двигателя создает у самолета стремление уменьшить угол атаки, что облегчает вывод самолета из штопора.
Основание действия рулями управления на выводе из штопора. Основной причиной штопора является самовращение крыла на закритических углах атаки, поэтому для вывода самолета из штопора необходимо уменьшить угол атаки до величины, меньшей aкр, при котором самовращение невозможно.
Это достигается отклонением ручки управления от себя. Но вывод из штопора только отклонением ручки управления от себя практически невозможен, так как момент от руля высоты недостаточен для преодоления центробежного кабрирующего момента. Поэтому необходимо предварительно отклонением руля направления против штопора создать внутреннее скольжение, тем самым уменьшая величину центробежного кабрирующего момента. При выводе из плоского штопора отклонением ручки управления (по элеронам) в сторону вращения устраняется скольжение на внешнее полукрыло, которое возникает в результате действия момента, создаваемого разностью лобовых сопротивлений левого и правого полукрыльев.
Рис. 11 Поле зрения и направление взгляда летчика при правом штопоре