Ағынның бөлінуінен лифттің күрт төмендеуі

Кіріспе

Ағымның бөлінуіне байланысты көтеру күшінің күрт төмендеуі

Сұйық динамикасында, тоқтау – бұл шабуыл бұрышының артуымен бірге фольганың көтеру коэффициентінің төмендеуі. Бұл фольганың критикалық шабуыл бұрышын басып өткен кезде болады. Критикалық шабуыл бұрышы әдетте шамамен 15° құрайды, бірақ сұйықтың түріне, фольганың пішініне және Рейнольдс санына байланысты айтарлықтай өзгеруі мүмкін. Қатты қанатты ұшу кезінде тоқтау көбінесе ұшқыш қанаттың шабуыл бұрышын арттырып, оның критикалық шабуыл бұрышын басып өткенде көтеру күшінің кенеттен төмендеуі ретінде сезіледі (бұл тік ұшудағы ұшақ жылдамдығының төмендеуінен туындауы мүмкін). Тоқтау қозғалтқыштың істен шығуы немесе ұшақтың қозғалысын тоқтатуын білдірмейді – бұл эффект қозғалтқышсыз жолаушы ұшақтарында да орын алады. Ұшақтағы векторлық итермелеу қанаттары тоқтаған ұшақтың биіктігін сақтау немесе басқару үшін қолданылады, бұл үшін жоғалған қанат көтеру күші қозғалтқыш немесе винт итермелеуімен алмастырылады, соның арқасында тоқтаудан кейінгі технология пайда болады. Тоқтау көбінесе авиация саласында талқыланатындықтан, бұл мақалада олар негізінен ұшақтарға, әсіресе қатты қанатты ұшақтарға қатысты қарастырылады. Мұнда талқыланған тоқтау принциптері басқа сұйықтықтардағы фольгаларға да қолданылады.

Ресми анықтама

Аэродинамика және авиациядағы тоқтау – егер ұшақтың шабуыл бұрышы белгілі бір шектен асып кетсе, көтерілу күші төмендеуі басталады. Осы бұрышқа тоқтаудың критикалық шабуыл бұрышы дейді. Егер шабуыл бұрышы критикалық мәннен жоғары болса, көтерілу күші азаяды және ұшақ төмендейді, бұл шабуыл бұрышын одан әрі арттырып, көтерілу күшінің одан сайын жоғалуына себеп болады. Тоқтаудың критикалық бұрышы қанаттың пішініне, жазықтығына, қанаттың еніне қатынасына және басқа да факторларға байланысты, бірақ көбінесе субұрындық қанаттар үшін 8-ден 20 градусқа дейін болады. Тоқтаудың критикалық бұрышы – көтерілу коэффициентінің шабуыл бұрышына қатысты (Cl~alpha) қисығындағы ең жоғары көтерілу коэффициентіне сәйкес келетін шабуыл бұрышы. Тоқтау ағынның бөлінуінен туындайды, ал бұл өз кезегінде ауаның қысымның өсуіне қарсы ағып өтуінен болады. Уитфорд тоқтаудың үш түрін сипаттайды: артқы жиектегі, алдыңғы жиектегі және жұқа аэродинамикалық беттегі тоқтау, олардың әрқайсысының Cl~alpha қисығында ерекше белгілері бар. Артқы жиектегі тоқтауда, ағынның бөлінуі қанаттың артқы жиегіне жақын кішкентай шабуыл бұрыштарында басталады, ал ағынның қалған бөлігі қанаттың үстінде жалғаса береді. Шабуыл бұрышы ұлғайған сайын, қанаттың үстіндегі бөлінген аймақтардың көлемі ұлғаяды, өйткені ағынның бөлінуі алға жылжиды, бұл қанаттың көтерілу күшін тудыру қабілетін кемелге жеткізбейді. Бұл Cl~alpha қисығында көтерілу күшінің еңістігінің төмендеуімен көрінеді, көтерілу күші ең жоғары мәніне жақындағанда. Бөлінген ағын көбінесе дірілдеуге себеп болады. Тоқтаудың критикалық бұрышынан асып кеткенде, бөлінген ағын соншалықты күшті болады, шабуыл бұрышының қосымша ұлғаюы көтерілу күшінің ең жоғары мәнінен төмендеуіне әкеледі. Поршеньді қозғалтқыштармен және ертедегі реактивтік ұшақтарда тоқтау алдындағы ескерту және егер ескерілмесе, табиғи қалпына келтіру үшін мұрынды тік түсіру мүмкіндігі болды. Түрбовинттік қозғалтқыштардың енгізілуімен қанаттардың жаңа конструкциялары қабылдауға келмейтін тоқтау мінез-құлқына әкелді. Жоғары көтерілуге арналған қанаттардың алдыңғы жиегіндегі жаңашылдықтар, сондай-ақ келесі буын реактивтік ұшақтардағы артқа орналасқан қозғалтқыштар мен жоғары орналасқан құйрық қанаттары да қабылдауға келмейтін тоқтау мінез-құлқына себеп болды. 1965 жылы тоқтау жылдамдығына кездейсоқ түрде қол жеткізу ықтималдығы, қауіпті оқиға, 100 000 рейстің бірінде шамамен бір рет есептелді, бұл ескерту құрылғыларын, мысалы, рульді дірілдетушілер мен рульді итерушілер сияқты құрылғыларды әзірлеуге жұмсалатын шығындарды ақтауға жеткілікті болды. Қанаттардың орташа шабуыл бұрышы тоқтау шегінен асып кеткенде, тоқтаған қанаттың авторотациясы болып табылатын айналу пайда болуы мүмкін. Айналу теңгерімді ұшудан құйрылу, бұрылу және көтерілу бұрышының өзгеруінен кейін жүреді. Мысалы, тоқтамаған қанатпен құйрылу табиғи түрде басылады, бірақ тоқтаған қанаттармен басу моменті итеру моментімен ауыстырылады.

A stall is a condition in aerodynamics and aviation such that if the angle of attack on an aircraft increases beyond a certain point, then lift begins to decrease. The angle at which this occurs is called the critical angle of attack. If the angle of attack increases beyond the critical value, the lift decreases and the aircraft descends, further increasing the angle of attack and causing further loss of lift. The critical angle of attack is dependent upon the airfoil section or profile of the wing, its planform, its aspect ratio, and other factors, but is typically in the range of 8 to 20 degrees relative to the incoming wind (relative wind) for most subsonic airfoils. The critical angle of attack is the angle of attack on the lift coefficient versus angle of attack (Cl~alpha) curve at which the maximum lift coefficient occurs. Stalling is caused by flow separation which, in turn, is caused by the air flowing against a rising pressure. Whitford describes three types of stall: trailing edge, leading edge and thin aerofoil, each with distinctive Cl~alpha features. For the trailing edge stall, separation begins at small angles of attack near the trailing edge of the wing while the rest of the flow over the wing remains attached. As angle of attack increases, the separated regions on the top of the wing increase in size as the flow separation moves forward, and this hinders the ability of the wing to create lift. This is shown by the reduction in lift slope on a Cl~alpha curve as the lift nears its maximum value. The separated flow usually causes buffeting. Beyond the critical angle of attack, separated flow is so dominant that additional increases in angle of attack cause the lift to fall from its peak value. Piston engined and early jet transports had very good stall behaviour with pre stall buffet warning and, if ignored, a straight nose drop for a natural recovery. Wing developments that came with the introduction of turbo prop engines introduced unacceptable stall behaviour. Leading edge developments on high lift wings, and the introduction of rear mounted engines and high set tailplanes on the next generation of jet transports, also introduced unacceptable stall behaviour. The probability of achieving the stall speed inadvertently, a potentially hazardous event, had been calculated, in 1965, at about once in every 100,000 flights, often enough to justify the cost of development of warning devices, such as stick shakers, and devices to automatically provide an adequate nose down pitch, such as stick pushers. When the mean angle of attack of the wings is beyond the stall a spin, which is an autorotation of a stalled wing, may develop. A spin follows departures in roll, yaw and pitch from balanced flight. For example, a roll is naturally damped with an unstalled wing, but with wings stalled the damping moment is replaced with a propelling moment.

Көтергіштің шабуыл бұрышымен өзгеруі

График көрсетіп тұрғандай, шабуылдың критикалық бұрышына жеткен кезде максималды көтерілу күші пайда болады (20-ғасырдың басында авиацияда бұл "бульбашка нүктесі" деп аталған). Бұл бұрыш осы жағдайда 17,5 градусқа тең, бірақ ол әрбір аэродинамикалық профил үшін өзгеше болады. Атап айтқанда, қалыңдығы жоғары аэродинамикалық профильдерде (қалыңдық пен хорда арақатынасы шамамен 10% болатын жағдайда) критикалық бұрыш, сол қиманың жұқа профиліне қарағанда жоғары болады. Симметриялық аэродинамикалық профильдер төменгі критикалық бұрыштарға ие (бірақ кері ұшу кезінде де тиімді жұмыс істейді). График көрсеткендей, шабуыл бұрышы критикалық бұрышты асып кеткенде, аэродинамикалық профильдің көтеру күші төмендейді. Мұндай графиктердегі ақпарат жел тоннелінде аэродинамикалық профильдің моделін пайдалану арқылы жиналады. Көбінесе толық өлшемді емес, ұшақтардың модельдері қолданылатындықтан, деректердің еркін ұшудағыдай Рейнольдс саны режимінде (немесе масштабтық жылдамдықта) алынуын қамтамасыз ету қажет. Жоғары шабуыл бұрыштарындағы жоғарғы қанат бетінен ағынның бөлінуі, төмен Рейнольдс санымен салыстырғанда, нақты ұшақтың жоғары Рейнольдс санымен салыстырғанда өте ерекше. Атап айтқанда, жоғары Рейнольдс санында ағын аэродинамикалық профильге ұзақ уақыт жабысып қалуға бейім, өйткені инерциялық күштер ағынды бөлуге жауапты тұтқыр күштерге қарағанда басым болады, нәтижесінде аэродинамикалық тоқтау пайда болады. Осы себепті, төмен жылдамдықтарда және нақты нұсқаларының кіші масштабты модельдерінде жүргізілген жел тоннелінің нәтижелері көбінесе аэродинамикалық тоқтау бұрышын жоғары бағалауға бейім. Бұл мәселені шешудің бір жолы – жоғары қысымды жел тоннельдерін пайдалану. Әдетте, ұшақтың шабуыл бұрышы критикалық бұрыштан жоғары болғанда тұрақты жұмыс істеуі мүмкін емес, өйткені критикалық бұрышты асып кеткеннен кейін қанаттың көтеру күшінің жоғалтылуы ұшақтың мұрнын түсіріп, шабуыл бұрышын қайтадан азайтады. Бұл мұрынның түсуі, басқару элементтеріне тәуелсіз, ұшқыштың ұшақты тоқтатып қойғанын көрсетеді. Бұл график тоқтау бұрышын көрсетеді, бірақ практикада көптеген ұшқыштардың пайдалану нұсқаулықтары (POH) немесе жалпы ұшу нұсқаулықтары тоқтауды әуе жылдамдығы тұрғысынан сипаттайды. Себебі барлық ұшақтарда жылдамдық көрсеткіші бар, бірақ шабуыл бұрышы көрсеткіші аз ұшақтарда кездеседі. Ұшақтың тоқтау жылдамдығы өндірушімен жарияланады (және ұшу сынақтары арқылы сертификаттау үшін қажет), бірақ тоқтау бұрышы жарияланбайды. Жылдамдық төмендеген сайын, көтерілу күшін тұрақты ұстау үшін шабуыл бұрышының критикалық бұрышқа жеткенше ұлғаюы керек. Осы бұрышқа жететін әуе жылдамдығы – бұл нақты конфигурациядағы ұшақтың (1g, үдемелденбеген) тоқтау жылдамдығы. Флаптарды/слаттарды қолдану ұшақтың төмен жылдамдықпен ұшып-қонуына және қонуына мүмкіндік беру үшін тоқтау жылдамдығын төмендетеді.

The graph shows that the greatest amount of lift is produced as the critical angle of attack is reached (which in early 20th century aviation was called the "burble point"). This angle is 17.5 degrees in this case, but it varies from airfoil to airfoil. In particular, for aerodynamically thick airfoils (thickness to chord ratios of around 10%), the critical angle is higher than with a thin airfoil of the same camber. Symmetric airfoils have lower critical angles (but also work efficiently in inverted flight). The graph shows that, as the angle of attack exceeds the critical angle, the lift produced by the airfoil decreases. The information in a graph of this kind is gathered using a model of the airfoil in a wind tunnel. Because aircraft models are normally used, rather than full size machines, special care is needed to make sure that data is taken in the same Reynolds number regime (or scale speed) as in free flight. The separation of flow from the upper wing surface at high angles of attack is quite different at low Reynolds number from that at the high Reynolds numbers of real aircraft. In particular at high Reynolds numbers the flow tends to stay attached to the airfoil for longer because the inertial forces are dominant with respect to the viscous forces which are responsible for the flow separation ultimately leading to the aerodynamic stall. For this reason wind tunnel results carried out at lower speeds and on smaller scale models of the real life counterparts often tend to overestimate the aerodynamic stall angle of attack. High pressure wind tunnels are one solution to this problem. In general, steady operation of an aircraft at an angle of attack above the critical angle is not possible because, after exceeding the critical angle, the loss of lift from the wing causes the nose of the aircraft to fall, reducing the angle of attack again. This nose drop, independent of control inputs, indicates the pilot has actually stalled the aircraft. This graph shows the stall angle, yet in practice most pilot operating handbooks (POH) or generic flight manuals describe stalling in terms of airspeed. This is because all aircraft are equipped with an airspeed indicator, but fewer aircraft have an angle of attack indicator. An aircraft's stalling speed is published by the manufacturer (and is required for certification by flight testing) for a range of weights and flap positions, but the stalling angle of attack is not published. As speed reduces, angle of attack has to increase to keep lift constant until the critical angle is reached. The airspeed at which this angle is reached is the (1g, unaccelerated) stalling speed of the aircraft in that particular configuration. Deploying flaps/slats decreases the stall speed to allow the aircraft to take off and land at a lower speed.

Қалқымалы ұшақтар

Белгілі бір қанатты ұшақ кез келген қисаю күйінде немесе кез келген бұрышта немесе кез келген әуе жылдамдығында тоқтап қалуы мүмкін, бірақ қасақана тоқтап қалу жиі жылдамдықты қауіпсіз биіктікте тоқтау жылдамдығына дейін азайту арқылы жүзеге асырылады. Тоқтау жылдамдығы (1g) әртүрлі қанатты ұшақтарда әртүрлі болады және әуе жылдамдығын көрсететін индикатордағы түсті кодтармен көрсетіледі. Ұшақ осы жылдамдықпен ұшқанда, биіктік жоғалту немесе жылдамдық артуын болдырмау үшін шабуыл бұрышын арттыру қажет (жоғарыда сипатталған тоқтау бұрышына сәйкес). Ұшқыш басқарудың нашарлағанын байқайды, сондай-ақ қанаттан бөлінген турбулентті ауаның ұшақтың құйрығына соққы беруінен туындаған дірілді сезінуі мүмкін. Көптеген жеңіл ұшақтарда тоқтауға жеткен кезде ұшақ төмен түсе бастайды (өйткені қанаты ұшақтың салмағын ұстап тұру үшін жеткілікті көтергіштік өндірмейді) және мұрыны төмен қарайды. Тоқтаудан қалпына келтіру үшін ұшақтың мұрынын төмендету, шабуыл бұрышын азайту және әуе жылдамдығын арттыру қажет, осылайша қанаттың үстінен ауа ағыны қалпына келеді. Қалпына келтіру аяқталғаннан кейін қалыпты ұшуды жалғастыруға болады. Бұл маневр әдетте қауіпсіз, және дұрыс орындалса, биіктікте аз ғана жоғалуға әкеледі. Ұшқыштар ұшақты тоқтатуды тану, болдырмау және қалпына келтіру үшін осы маневрді үйренеді және жаттығады. АҚШ-та сертификаттау үшін ұшқыш ұшақты тоқтату кезінде және одан кейін басқарудағы құзыреттілігін көрсетуі керек, және бұл бейтаныс ұшақ түрін басқаруды үйрену кезінде ұшқыштар үшін стандартты маневр болып табылады. Тоқтаудың жалғыз қауіпті жағы – қалпына келтіру үшін жеткілікті биіктік болмауы. Ұшақтың өзінің бұрылыс осі бойынша айналуымен қатар асимметриялық тоқтаудың ерекше түрі – спираль. Ұшақ тоқтағанда және оған асимметриялық итеру күші түсірілгенде спираль пайда болуы мүмкін. Бұл итеру күші аэродинамикалық (жанама сырғу бұрышы, руль, аэроннан туындаған кері итеру), итеруге байланысты (p факторы, көп қозғалтқышты ұшақта бір қозғалтқыштың жұмыс істемеуі) немесе сирек кездесетін жағдайларда, мысалы, қатты турбуленттік болуы мүмкін. Нәтижесінде, бір қанат екіншісінен бұрын тоқтап, ұшақ айналып төмен түседі, ал кейбір ұшақтар дұрыс пилоттық басқару шаралары (яғдайды тоқтату қажет) және жүктемесіз осы жағдайдан қалпына келе алмайды. Баллистикалық парашюттің қалпына келтіру жүйесі қиын (немесе мүмкін емес) спиральдан қалпына келтіру мәселесіне жаңа шешім ұсынады. Ең көп кездесетін тоқтау сценарийлері ұшу кезінде (тоқтауға ұшу) және қону кезінде (негізгіден соңғы бұрылысқа дейін) осы маневрлер кезінде жеткіліксіз жылдамдық болғандықтан пайда болады. Сондай-ақ, ұшқыш төмен жылдамдықта төмен қуаттан жоғары қуатқа ауысу кезінде туындаған жағдайға дұрыс жауап бермесе, айналма маневр кезінде де тоқтау болуы мүмкін. Қанат беттері мұзбен немесе қыраумен жабылғанда, беті тегіс болмай, ұшақтың жылдамдығы төмендейді, сондай-ақ мұз жиналудан ұшақтың салмағы артады. Тоқтау тек төмен жылдамдықта ғана емес, қанаттардың шабуыл бұрышы шегінен асқан кез келген жылдамдықта болуы мүмкін. Басқару рулімен артқа жылжу арқылы 1g шабуыл бұрышын арттыру әдетте ұшақтың көтерілуіне себеп болады. Алайда, ұшақтар көбінесе тік бұрылу кезінде немесе секіруден шығу кезінде сияқты жоғары g күштеріне ұшырайды. Бұл жағдайларда қанаттар қажетті күшті (көтергіштен алынған) қажетті бағытта жылдамдату үшін жоғары шабуыл бұрышында жұмыс істейді. Басқаруды кері тарту арқылы g жүктемесін одан әрі арттыру, ұшақ жоғары жылдамдықпен ұшса да, тоқтау бұрышының асып кетуіне әкелуі мүмкін. Бұл "жоғары жылдамдықты тоқтаулар" 1g тоқтаулар сияқты дірілді сезінуге себеп болады және егер де жанама итеру болса, спиральды бастауы мүмкін.

A fixed wing aircraft can be made to stall in any pitch attitude or bank angle or at any airspeed but deliberate stalling is commonly practiced by reducing the speed to the unaccelerated stall speed, at a safe altitude. Unaccelerated (1g) stall speed varies on different fixed wing aircraft and is represented by colour codes on the airspeed indicator. As the plane flies at this speed, the angle of attack must be increased to prevent any loss of altitude or gain in airspeed (which corresponds to the stall angle described above). The pilot will notice the flight controls have become less responsive and may also notice some buffeting, a result of the turbulent air separated from the wing hitting the tail of the aircraft. In most light aircraft, as the stall is reached, the aircraft will start to descend (because the wing is no longer producing enough lift to support the aircraft's weight) and the nose will pitch down. Recovery from the stall involves lowering the aircraft nose, to decrease the angle of attack and increase the air speed, until smooth air flow over the wing is restored. Normal flight can be resumed once recovery is complete. The maneuver is normally quite safe, and, if correctly handled, leads to only a small loss in altitude It is taught and practised in order for pilots to recognize, avoid, and recover from stalling the aircraft. A pilot is required to demonstrate competency in controlling an aircraft during and after a stall for certification in the United States, and it is a routine maneuver for pilots when getting to know the handling of an unfamiliar aircraft type. The only dangerous aspect of a stall is a lack of altitude for recovery. A special form of asymmetric stall in which the aircraft also rotates about its yaw axis is called a spin. A spin can occur if an aircraft is stalled and there is an asymmetric yawing moment applied to it. This yawing moment can be aerodynamic (sideslip angle, rudder, adverse yaw from the ailerons), thrust related (p factor, one engine inoperative on a multi engine non centreline thrust aircraft), or from less likely sources such as severe turbulence. The net effect is that one wing is stalled before the other and the aircraft descends rapidly while rotating, and some aircraft cannot recover from this condition without correct pilot control inputs (which must stop yaw) and loading. A new solution to the problem of difficult (or impossible) stall spin recovery is provided by the ballistic parachute recovery system. The most common stall spin scenarios occur on takeoff (departure stall) and during landing (base to final turn) because of insufficient airspeed during these maneuvers. Stalls also occur during a go around manoeuvre if the pilot does not properly respond to the out of trim situation resulting from the transition from low power setting to high power setting at low speed. Stall speed is increased when the wing surfaces are contaminated with ice or frost creating a rougher surface, and heavier airframe due to ice accumulation. Stalls occur not only at slow airspeed, but at any speed when the wings exceed their critical angle of attack. Attempting to increase the angle of attack at 1g by moving the control column back normally causes the aircraft to climb. However, aircraft often experience higher g forces, such as when turning steeply or pulling out of a dive. In these cases, the wings are already operating at a higher angle of attack to create the necessary force (derived from lift) to accelerate in the desired direction. Increasing the g loading still further, by pulling back on the controls, can cause the stalling angle to be exceeded, even though the aircraft is flying at a high speed. These "high speed stalls" produce the same buffeting characteristics as 1g stalls and can also initiate a spin if there is also any yawing.

Сипаттамалары

Әртүрлі ұшақ түрлерінің әртүрлі тоқтау сипаттамалары бар, бірақ олар тек тиісті әуе қабілеттілігі органының талаптарын қанағаттандыру үшін жеткілікті болуы керек. Мысалы, Short Belfast ауыр жүк тасушы ұшағының аз ғана алдыңғы бөлігінің төмен түсуі Корольдік әуе күштері үшін қабылданатын болды. Ұшақтар азаматтық операторға сатылғанда, азаматтық талаптарды орындау үшін оларға рульді итеру құрылғысы орнатылуы керек еді. Кейбір ұшақтар қажетті деңгейден асып түсетін өте жақсы қасиеттерге ие болуы мүмкін. Мысалы, бірінші буынның реактивтік тасымалдағыштары тоқтау кезінде өте таза алдыңғы бөліктің төмен түсуімен сипатталған. Бір қанаттың көтерілу күшінен айырылуы қанағаттанарлық, егер рульдің бұрылуы, тоқтаудан шығу кезінде де, шамамен 20 градустан аспаса, немесе бұрылып ұшу кезінде 90 градустан аспаса. Егер тоқтау алдындағы ескерту және алдыңғы бөліктің төмен түсуі, сондай-ақ қанаттың шектеулі төмен түсуі табиғи түрде болмаса немесе әуе қабілеттілігі органы оларды қабылдауға болмайтын деңгейде нашар деп санаса, ұшақтың тоқтау мінез-құлқы ұшақ корпусын өзгерту немесе рульді дірілдету және итеру құрылғылары сияқты құрылғылармен жетілдірілуі керек. Бұл құрылғылар "Ескерту және қауіпсіздік құрылғылары" бөлімінде сипатталған.

Динамикалық тоқтату

Динамикалық тоқтату – әуе профилінің шабуыл бұрышын күрт өзгерткенде туындайтын, сызықты емес, тұрақсыз аэродинамикалық құбылыс. Шабуыл бұрышының күрт өзгеруі әуе профилінің алдыңғы жиегінен күшті айналмалы ағынның бөлінуіне және қанаттың үстінен кері бағытта жылжуына себеп болуы мүмкін. Жоғары жылдамдықты ауа ағынына ие айналмалы ағын, қанаттың көтеру күшін уақытша арттырады. Бірақ ол қанаттың артқы жиегінен өткен кезде көтеру күші күрт төмендеп, қанат қалыпты тоқтау күйіне енеді. Динамикалық тоқтату көбінесе тікұшақтар мен қанат қағумен байланысты, бірақ жел турбиналарында да, сондай-ақ ауа ағынының күрт өзгеруі салдарынан да кездеседі. Алға қарай ұшу кезінде тікұшақтың қанатының кейбір бөліктерінде ағынның бағыты (қанаттың қозғалыс бағытына қарағанда) кері болуы мүмкін, демек шабуыл бұрышының күрт өзгеруіне жағдай жасалады. Тербелісті (қағулы) қанаттар, мысалы, қоңыз сияқты жәндіктердің қанаттары, көтеру күшін жасау үшін негізгі арқа сүйене алады, егер тербеліс жылдамдығы ұшу жылдамдығынан жоғары болса және қанаттың бұрышы ауа ағынының бағытына қарағанда жылдам өзгерсе.

Терең тоқтау

Терең тоқтау (немесе супер тоқтау) – бұл кейбір ұшақ конструкцияларында, әсіресе Т-құйрықты конфигурациясы бар реактивтік ұшақтарда және артқы орналасқан қозғалтқыштарда кездесетін қауіпті тоқтау түрі. Осындай конструкцияларда, тоқтаған бас қанаттың турбулентті оянуы, нацельдік тіреулердің оянуы және фюзеляждың оянуы көлденең стабилизаторды "жауып", лифттерді тиімсіз етеді және ұшақты тоқтаудан шығаруға кедері келтіреді. Артқы жағында нацельдері бар ұшақтарда да итеру күшінің жоғалуы мүмкін. Т-құйрықты винтті ұшақтар, әдетте, терең тоқтауға төзімді, себебі винттің ағыны қанат тамыры арқылы ауа ағынын арттырады, бірақ ұшу сынақтары кезінде, A400M-де болғандай, сақтық шаралары ретінде тік құйрықты көтергішпен жабдықталуы мүмкін. Трабшоу терең тоқтауды кеңінен анықтап, оған шабуыл бұрыштарына ену деп атайды, бұл қанат пен нацель оянуларының әсерінен ауаны басқару тиімділігін төмендетеді. Ол сондай-ақ терең тоқтаудың қалпына келтіру мүмкін емес жағдайға байланысты анықтамасын береді. Бұл – берілген ұшақ конфигурациясы үшін қисаю моменті жоқ, яғни, тепе-теңдік нүктесі болатын бір мән. Douglas DC 9 Series 10 үшін Schaufele компаниясы жоғарыда аталғандай терең тоқтау диапазоны және тепе-теңдік нүктесі үшін типтік мәндерді келтіреді. Бұл мәндер бастапқы жобалау кезіндегі жел тоннелі сынақтарынан алынған. Соңғы жобада тепе-теңдік нүктесі болмағандықтан, сертификаттау ережелеріне сәйкес терең тоқтау аймағынан шығу мүмкін болды. Қалыпты тоқтау, "g үзілісінен" басталады (BAC 1 11 G ASHG ұшу сынақтары кезінде тік жүктеме коэффициентінің кенеттен төмендеуі), типті терең тоқтау жағдайында тоқтауды болдырмау үшін өзгертілгенге дейін, тік түсіп, жерге түсіп, алғашқы соққыдан кейін тек 70 фут (21 м) алға жылды. Бұл ұшақтың терең тоқтаудағы қалпы салыстырмалы түрде тегіс екенін, тіпті қалыпты тоқтаудан да төмен екенін, ал ұшу жолының жағымсыз бұрыштары өте жоғары екенін көрсетеді. Кейбір ұшақ конструкцияларында терең тоқтауға ұқсас әсерлер термин пайда болғанға дейін белгілі болған. Глостер Javelin (сериялық WD808) прототипі 1953 жылдың 11 маусымында "жабылып қалған" тоқтауға байланысты апатқа ұшырап, жоғалып кетті. Алайда Уотертонның айтуынша, құйрықты кесу қалпына келтіру үшін дұрыс бағытталмаған. Жаңа қанатты бағалау үшін төмен жылдамдықпен басқару сынақтары жүргізілді. Ол тұрақтандырылған еңкейген алдыңғы жиегін тазартып, сынақпен, жеңіл ұшып жету, қону конфигурациясы, G артқы C. Тежегіш парашюты ағынға ұшыраған жоқ, өйткені ол артқы экипаждың қашуына кедергі келтірген болуы мүмкін. "Терең тоқтау" атауы алғаш рет 1963 жылдың 22 қазанында BAC 1 11 G ASHG ұшағының апатынан кейін кеңінен қолданыла бастады, ол экипажын қаза қылды. Бұл ұшаққа өзгерістер енгізуге әкелді, соның ішінде ұшқышты жақын арада тоқтау туралы ескерту үшін таяқ шайқағыш орнатылды (төменде қараңыз). Қазіргі таңда таяқ шайқағыштар коммерциялық ұшақтардың стандартты бөлігіне айналды. Дегенмен, бұл мәселе апаттарға себеп болып отыр; 1966 жылдың 3 маусымында Hawker Siddeley Trident (G ARPY) ұшағы терең тоқтауға ұшырады; терең тоқтау басқа Trident (British European Airways Flight 548 G ARPI) апатының себебі болуы мүмкін – "Стейинз апаты" деп белгілі, 1972 жылдың 18 маусымында экипаж жағдайды байқамады және тоқтаудан шығу жүйесін өшірді. 1980 жылдың 3 сәуірінде Canadair Challenger бизнес-джетінің прототипі 17,000 фут биіктіктен терең тоқтауға кіргеннен кейін құлады және екі қозғалтқышы да өртенді. Ол анти-спин парашютын іске қосқаннан кейін терең тоқтаудан шықты, бірақ парашютті тастай алмағандықтан немесе қозғалтқыштарды қайта іске қоса алмағандықтан құлады. Сынақ жүргізушілердің бірі ұшақтан уақытында құтыла алмады және қаза тапты. 1993 жылдың 26 шілдесінде Canadair CRJ 100 ұшағы ұшу сынағында терең тоқтау салдарынан жоғалып кетті. Бірде Boeing 727 ұшағы ұшу сынағында терең тоқтауға түскен, бірақ ұшқыш ұшақты үнемі жоғары бұрыштарға дейін шайқап отырды, ақырында мұрын құлап, қалыпты басқару реакциясы қалпына келді. 2005 жылы West Caribbean Airways 708 рейсінің апаты да терең тоқтауға байланысты болды. Егер ұшақ тез төмендеп бара жатса, терең тоқтау қалыпты пішінде пайда болуы мүмкін. Ауа ағыны төменнен келеді, сондықтан шабуыл бұрышы артады. Air France 447 рейсінің апатқа ұшырауына себеп болған ертедегі болжамдар, 35 ° немесе одан да көп шабуыл бұрышымен (15 °) шамамен жазық күйде түскендіктен, қалпына келтірілмейтін терең тоқтауды кінәлады. Алайда, оны ұшақпен не болып жатқанын түсінбеген ұшқыштар тұрып қалған. Canard конфигурациялы ұшақтар да терең тоқтауға түсу қаупі бар. Екі "Велосити" ұшағы терең тоқтаудан құлаған. Сынақ кезінде сыртқы қанаттағы алдыңғы жиектің бұғаттауы ұшақтың терең тоқтауға түсуіне кедергі келтіргені анықталды. Piper Advanced Technologies PAT 1, N15PT, басқа да canard конфигурациялы ұшақ, сондай-ақ терең тоқтаудан болған апатта құлады. NASA Langley Research Center-де жел тоннелі конструкциясын сынау көрсеткендей, ол терең тоқтауға осал. 1980-ші жылдардың басында NASA-ның басқарылатын терең тоқтау ұшу бағдарламасы үшін Schweizer SGS 1 36 жеңіл ұшағы модификацияланды.

A deep stall (or super stall) is a dangerous type of stall that affects certain aircraft designs, notably jet aircraft with a T tail configuration and rear mounted engines. In these designs, the turbulent wake of a stalled main wing, nacelle pylon wakes and the wake from the fuselage "blanket" the horizontal stabilizer, rendering the elevators ineffective and preventing the aircraft from recovering from the stall. Aircraft with rear mounted nacelles may also exhibit a loss of thrust. T tail propeller aircraft are generally resistant to deep stalls, because the prop wash increases airflow over the wing root, but may be fitted with a precautionary vertical tail booster during flight testing, as happened with the A400M. Trubshaw gives a broad definition of deep stall as penetrating to such angles of attack that pitch control effectiveness is reduced by the wing and nacelle wakes. He also gives a definition that relates deep stall to a locked in condition where recovery is impossible. This is a single value of , for a given aircraft configuration, where there is no pitching moment, i. e. a trim point. Typical values both for the range of deep stall, as defined above, and the locked in trim point are given for the Douglas DC 9 Series 10 by Schaufele. These values are from wind tunnel tests for an early design. The final design had no locked in trim point, so recovery from the deep stall region was possible, as required to meet certification rules. Normal stall beginning at the "g break" (sudden decrease of the vertical load factor BAC 1 11 G ASHG, during stall flight tests before the type was modified to prevent a locked in deep stall condition, descended at over and struck the ground in a flat attitude moving only 70 feet (21 m) forward after initial impact. show how the aircraft attitude in the deep stall is relatively flat, even less than during the normal stall, with very high negative flight path angles. Effects similar to deep stall had been known to occur on some aircraft designs before the term was coined. A prototype Gloster Javelin (serial WD808) was lost in a crash on 11 June 1953 to a "locked in" stall. However, Waterton states that the trimming tailplane was found to be the wrong way for recovery. Low speed handling tests were being done to assess a new wing. It had been clearing the fixed droop leading edge with the test being stall approach, landing configuration, C of G aft. The brake parachute had not been streamed, as it may have hindered rear crew escape. The name "deep stall" first came into widespread use after the crash of the prototype BAC 1 11 G ASHG on 22 October 1963, which killed its crew. This led to changes to the aircraft, including the installation of a stick shaker (see below) to clearly warn the pilot of an impending stall. Stick shakers are now a standard part of commercial airliners. Nevertheless, the problem continues to cause accidents; on 3 June 1966, a Hawker Siddeley Trident (G ARPY), was lost to deep stall; deep stall is suspected to be cause of another Trident (the British European Airways Flight 548 G ARPI) crash – known as the "Staines Disaster" – on 18 June 1972, when the crew failed to notice the conditions and had disabled the stall recovery system. On 3 April 1980, a prototype of the Canadair Challenger business jet crashed after initially entering a deep stall from 17,000 ft and having both engines flame out. It recovered from the deep stall after deploying the anti spin parachute but crashed after being unable to jettison the chute or relight the engines. One of the test pilots was unable to escape from the aircraft in time and was killed. On 26 July 1993, a Canadair CRJ 100 was lost in flight testing due to a deep stall. It has been reported that a Boeing 727 entered a deep stall in a flight test, but the pilot was able to rock the airplane to increasingly higher bank angles until the nose finally fell through and normal control response was recovered. The crash of West Caribbean Airways Flight 708 in 2005 was also attributed to a deep stall. Deep stalls can occur at apparently normal pitch attitudes, if the aircraft is descending quickly enough. The airflow is coming from below, so the angle of attack is increased. Early speculation on reasons for the crash of Air France Flight 447 blamed an unrecoverable deep stall, since it descended in an almost flat attitude (15°) at an angle of attack of 35° or more. However, it was held in a stalled glide by the pilots, who held the nose up amid all the confusion of what was actually happening to the aircraft. Canard configured aircraft are also at risk of getting into a deep stall. Two Velocity aircraft crashed due to locked in deep stalls. Testing revealed that the addition of leading edge cuffs to the outboard wing prevented the aircraft from getting into a deep stall. The Piper Advanced Technologies PAT 1, N15PT, another canard configured aircraft, also crashed in an accident attributed to a deep stall. Wind tunnel testing of the design at the NASA Langley Research Center showed that it was vulnerable to a deep stall. In the early 1980s, a Schweizer SGS 1 36 sailplane was modified for NASA's controlled deep stall flight program.

Ақша беру

Қанаттың сыпырылуы және тамырға қарай тартылуы қанаттың ұшында, тамырынан бұрын тоқтауға себеп болады. Сыпырылған қанаттың фюзеляж бойындағы орналасуы сондай болуы керек, қанат тамырынан түсетін көтеру күші, ұшақтың ауырлық ортасынан (а.о.) алшақ орналасқан болса, қанат ұшымен, а.о.-дан артқа қарай орналасқан, теңдестірілуі тиіс. Егер ұшқыш бөлігі бірінші болып тоқтаса, ұшақтың тепе-теңдігі бұзылып, қауіпті көтерілу бұрышына әкеледі. Сыпырылған қанаттар ерте тоқтаудан туындаған көтерілуді болдырмайтын құрылымдық элементтерді қамтуы керек. Сыпырылған қанаттың сыртқы бөліктері ішкі қанатқа қарағанда жоғары көтеру коэффициентіне ие, сондықтан олар ең жоғары көтеру қабілетіне бірінші болып жетеді және бірінші болып тоқтайды. Бұл сыпырылған/тартылған қанаттармен байланысты төмен қарайтын ағын үлгісінен туындайды. Ұшқыш бөлігінің тоқтауын кешіктіру үшін сыртқы қанатқа бұрыш азайту арқылы соққылау жасалады. Тамырдың ұшынан бұрын тоқтауын қамтамасыз ету үшін, оның алдыңғы жиегі мен қанаттың пішіні де өзгертілуі мүмкін. Алайда, тоқтау бұрышынан асып кеткенде, бастапқы ажыралым ішкі жағында болса да, ұштары ішкі қанаттан бұрын толығымен тоқтауы мүмкін. Бұл супер-сталл сипаттамалары бар ұшақтарда тоқтаудан кейін көтерілуге және супер-сталлға түсуге әкеледі. Сыпырылған қанаттарда шекаралық қабаттың кеңістіктік ағыны да болады және ұшқыш бөлігінің тоқтауына себеп болады. Шекаралық қабаттағы ауаның сыртқа ағынын азайту үшін, алдыңғы жиектегі қоршау, ойық, арақашықтығы бар тістер немесе алдыңғы жиектің артында орналасқан айналым генераторлары сияқты құрылғылармен маңайда құйынды тудыруға болады.

Ұшудан кейінгі ұшу

Қанаттың тоқтауы кезінде, элеронның тиімділігі төмендейді, бұл ұшақты басқаруды қиындатады және айналу қаупін арттырады. Тоқтаудан кейін, тоқтау бұрышынан асып тұрақты ұшу (көтергіш күш коэффициенті ең жоғары болатын жерде) көтергіш күшті қалпына келтіру үшін қозғалтқыш итермелеуін, сондай-ақ элеронның тиімділігінің жоғалғанын өтеу үшін басқарудың альтернативті тәсілдерін қажет етеді. Жоғары қуатты ұшақтар үшін, көтергіш күштің жоғалтылуы (және қарсылықтың артуы) тоқтау бұрышынан асып, бақылауды сақтаудан гөрі аз мәселе тудырады. Кейбір ұшақтар тоқтаудан кейін дөңгелеуге (мысалы, F4) немесе жазық айналуға (мысалы, F14) ұшырауы мүмкін. Бақылауды реакциялық басқару жүйелері (мысалы, NF104A), итермелеуді бағыттау, сондай-ақ дөңгелекті стабилизатор (немесе тайлерон) арқылы қамтамасыз етуге болады. Ұшудың өте жоғары бұрыштарындағы маневрлік қабілеттің артуы, F22 Raptor сияқты әскери истребительдерге тактикалық артықшылық береді. 90–120° шамасындағы қысқа мерзімді тоқтаулар (мысалы, Пугачевтың кобрасы) кейде әуешоуларда орындалады. Қазітке дейін көрсетілген ең жоғары шабуыл бұрышы Драйден ұшу зерттеу орталығында X31 ұшағымен 70° құрады. Тоқтаудан кейін тұрақты ұшу – бұл суперманеврлік қабілеттің бір түрі.

СПОЙЛЕРлер

Ұшуды үйрену, ұшақты сынау және аэробатикадан басқа жағдайларда, ұшақтың тоқтауы көбінесе қалаған жағдай емес. Бірақ спойлерлер (кейде лифт-дэмперлер деп те аталады) – бұл ұшақтың қанатының бір бөлігінде бақыланатын ағынның бұзылуын жасау үшін арнайы қолданылатын құрылғылар. Олар қанаттың көтеру күшін азайтып, қарсылықты арттырады және ұшақты жылдамдық алмай, тез төмен түсуге мүмкіндік береді. Спойлерлер асимметриялық түрде де (тек бір қанатта) қолданылады, бұл айналуды басқаруды жақсартады. Спойлерлер ұшудан бас тарту кезінде және қону кезінде негізгі дөңгелектер жерге тигеннен кейін, дөңгелектерге ұшақтың салмағын арттырып, тежеуді жақсарту үшін де пайдаланылады. Қозғалтқыштары бар ұшақтар көтеру күшін арттыру немесе азайту арқылы төмен түсуді басқара алатынымен, жолсергіштер төмен түсу жылдамдығын арттыру үшін қарсылықты арттыруға мәжбүр. Жоғары өнімді жолсергіштерде спойлерлер қонуға жақындауды басқару үшін кеңінен қолданылады. Спойлерлерді "көтеру күшін азайтушылар" деп те қарастыруға болады, себебі олар орналасқан қанаттың көтеру күшін азайтады. Мысалы, сол жаққа қарай бақырылмайтын бұрылысты оң қанаттың спойлерін көтеру арқылы түзетуге болады (немесе үлкен авиалайнерлердің қанаттарындағы бірнеше спойлерлердің көмегімен). Бұл құлап бара жатқан қанаттың көтеру күшін арттыру қажеттілігін болдырмау артықшылығын береді (ол қанатты тоқтауға жақындатуы мүмкін).

Тарих

Неміс ұшқышы Отто Лилиентал 1896 жылы ұшу кезінде тоқтауға ұшырап қаза болды. Уилбур Райт 1901 жылы екінші планерін ұшырып барысында алғаш рет тоқтаумен кездесті. Лилиентальдың апаты және Уилбурдың тәжірибесі Райт ағайындарын ұшақты "канард" конфигурациясында жасауға ынталандырды. Бұл, тоқтаудан шығуды жеңілдетіп, жайлырақ етеді деп есептелді. Олардың өмірін бірнеше рет сақтап қалған деген сенім бар. Дегенмен, сақтықпен жобаланбаған "канард" конфигурациясы тоқтаудан шығу мүмкін емес етеді. Ұшақ инженері Хуан де ла Сиерва өзінің "Автогиро" жобасы бойынша айналмалы қанатты ұшақ жасауға кірісті, ол тоқтауға ұшырамайтын және сондықтан ұшақтардан қауіпсіз болады деп үміттенеді. Осы "автогиро" ұшағын жасау барысында ол көптеген инженерлік мәселелерді шешіп, тікұшақтың жасалуына мүмкіндік берді.