Резкое снижение подъёмной силы из-за отрыва потока.

Введение

Внезапное снижение подъемной силы из-за отрыва потока.

В динамике жидкостей, срыв – это снижение коэффициента подъемной силы, создаваемой профилем, при увеличении угла атаки. Это происходит, когда критический угол атаки профиля превышен. Критический угол атаки обычно составляет около 15°, но может значительно варьироваться в зависимости от жидкости, профиля и числа Рейнольдса. Срыв в полете с неподвижным крылом часто ощущается как резкое снижение подъемной силы, когда пилот увеличивает угол атаки крыла и превышает его критический угол атаки (что может быть вызвано снижением скорости ниже скорости сваливания в горизонтальном полете). Срыв не означает, что двигатель(и) перестали работать или что самолет перестал двигаться – эффект тот же, даже в немоторизованном планере. Векторная тяга в самолетах используется для поддержания высоты или управляемого полета с крыльями, находящимися в срыве, путем компенсации потерянной подъемной силы крыла тягой двигателя или винта, тем самым приводя к разработке технологий пост-срыва. Поскольку срывы чаще всего обсуждаются в контексте авиации, в этой статье рассматриваются срывы, главным образом, в отношении самолетов, особенно самолетов с неподвижным крылом. Принципы срыва, обсуждаемые здесь, применимы и к профилям в других жидкостях.

Формальное определение

Застой – это состояние в аэродинамике и авиации, при котором, если угол атаки воздушного судна увеличивается сверх определенного значения, подъемная сила начинает уменьшаться. Угол, при котором это происходит, называется критическим углом атаки. Если угол атаки превышает критическое значение, подъемная сила снижается и самолет переходит в снижение, что еще больше увеличивает угол атаки и вызывает дальнейшую потерю подъемной силы. Критический угол атаки зависит от профиля крыла, его плана, удлинения и других факторов, но обычно находится в диапазоне от 8 до 20 градусов относительно встречного потока воздуха (относительного ветра) для большинства дозвуковых профилей. Критический угол атаки – это угол атаки на графике зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки (Cl~alpha), при котором достигается максимальный коэффициент подъемной силы. Застой вызывается отрывом потока, который, в свою очередь, обусловлен движением воздуха против увеличивающегося давления. Уитфорд описывает три типа срыва потока: на задней кромке, на передней кромке и для тонких аэродинамических профилей, каждый из которых имеет характерные особенности на графике Cl~alpha. При срыве на задней кромке отрыв потока начинается при небольших углах атаки вблизи задней кромки крыла, в то время как остальная часть потока над крылом остается прилегающей. С увеличением угла атаки области отрыва потока на верхней поверхности крыла увеличиваются в размере, поскольку линия отрыва перемещается вперед, что препятствует созданию подъемной силы. Это проявляется в уменьшении наклона кривой Cl~alpha по мере приближения подъемной силы к ее максимальному значению. Отрыв потока обычно вызывает помпаж. За критическим углом атаки отрыв потока становится настолько доминирующим, что дальнейшее увеличение угла атаки приводит к падению подъемной силы с ее пикового значения. Поршневые самолеты и ранние реактивные лайнеры демонстрировали хорошее поведение при срыве, с предупреждением о приближении к срыву и, в случае игнорирования, прямым снижением носа для естественного восстановления. Усовершенствования крыла, появившиеся с внедрением турбовинтовых двигателей, привели к неприемлемому поведению при срыве. Разработки передней кромки крыла с высокой подъемной силой, а также установка двигателей в задней части фюзеляжа и хвостового оперения с высоким расположением на следующем поколении реактивных лайнеров также привели к неприемлемому поведению при срыве. Вероятность случайного достижения скорости сваливания, потенциально опасного события, была рассчитана в 1965 году как примерно один случай на 100 000 полетов, что часто оправдывало затраты на разработку предупреждающих устройств, таких как вибраторы ручки управления, и устройств для автоматического обеспечения достаточного снижения носа, таких как толкатели ручки управления. Когда средний угол атаки крыла превышает критический, может развиться штопор – авторотация свалившегося крыла. Штопор следует за отклонениями в крене, рыскании и тангаже от сбалансированного полета. Например, крен естественным образом гасится на не свалившемся крыле, но на свалившихся крыльях момент гашения заменяется движущим моментом.

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.

Изменение подъема с углом атаки

График показывает, что максимальная подъемная сила достигается при достижении критического угла атаки (который в начале 20-го века в авиации назывался "точкой срыва потока"). В данном случае этот угол составляет 17,5 градусов, но он варьируется в зависимости от профиля крыла. В частности, для аэродинамически толстых профилей (отношение толщины к хорде около 10%) критический угол выше, чем для тонкого профиля с той же кривизной. Симметричные профили имеют меньшие критические углы (но также эффективно работают в перевернутом полете). График показывает, что при превышении критического угла атаки подъемная сила, создаваемая профилем, уменьшается. Информация для такого графика собирается с использованием модели профиля в аэродинамической трубе. Поскольку обычно используются модели самолетов, а не полноразмерные машины, необходимо проявлять особую осторожность, чтобы данные собирались в том же диапазоне чисел Рейнольдса (или масштабной скорости), что и в свободном полете. Отрыв потока от верхней поверхности крыла при больших углах атаки существенно отличается при низких числах Рейнольдса от отрыва при высоких числах Рейнольдса, характерных для реальных самолетов. В частности, при высоких числах Рейнольдса поток дольше остается прилегающим к профилю, поскольку инерционные силы преобладают над вязкими силами, которые в конечном итоге приводят к отрыву потока и аэродинамическому сваливанию. По этой причине результаты испытаний в аэродинамической трубе, полученные при более низких скоростях и на моделях меньшего масштаба, часто склонны к завышению угла атаки сваливания. Высокоскоростные аэродинамические трубы – одно из решений этой проблемы. В целом, устойчивая работа самолета при угле атаки, превышающем критический, невозможна, поскольку после превышения критического угла потеря подъемной силы приводит к опусканию носа самолета, что снова уменьшает угол атаки. Это опускание носа, не зависящее от действий пилота, указывает на то, что пилот фактически допустил сваливание. На графике показан угол сваливания, однако на практике большинство руководств по летной эксплуатации (POH) или общих руководств по полетам описывают сваливание с точки зрения скорости полета. Это связано с тем, что все самолеты оснащены указателем скорости, а указателей угла атаки значительно меньше. Скорость сваливания самолета публикуется производителем (и требуется для сертификации в ходе летных испытаний) для различных весов и положений закрылков, но угол атаки сваливания не публикуется. При уменьшении скорости угол атаки должен увеличиваться для поддержания постоянной подъемной силы до достижения критического угла. Скорость, при которой достигается этот угол, является (1g, неускоренной) скоростью сваливания самолета в данной конфигурации. Выпуск предкрылков и закрылков снижает скорость сваливания, позволяя самолету взлетать и приземляться на более низкой скорости.

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.

Самолеты с фиксированными крыльями

Самолет с фиксированным крылом может быть сбит в любом положении в тангаже или крене, или на любой воздушной скорости, но намеренное сваливание обычно практикуется путем снижения скорости до не ускоренной скорости сваливания на безопасной высоте. Неускоренная (1g) скорость сваливания варьируется в зависимости от типа самолета с фиксированным крылом и обозначается цветовыми кодами на указателе воздушной скорости. Когда самолет летит с этой скоростью, угол атаки необходимо увеличивать, чтобы предотвратить потерю высоты или набор скорости (что соответствует углу атаки при сваливании, описанному выше). Пилот заметит, что органы управления полетом стали менее отзывчивыми, а также может ощутить рыскание, вызванное турбулентным потоком воздуха, отделившимся от крыла и ударяющим в хвостовое оперение. В большинстве легких самолетов, при достижении сваливания, самолет начнет снижаться (поскольку крыло больше не создает достаточной подъемной силы для поддержания веса самолета), и нос опустится вниз. Восстановление после сваливания включает в себя снижение носа самолета, чтобы уменьшить угол атаки и увеличить воздушную скорость, до восстановления плавного обтекания крыла. Нормальный полет может быть возобновлен после завершения восстановления. Этот маневр обычно достаточно безопасен, и при правильном выполнении приводит лишь к небольшой потере высоты. Он изучается и отрабатывается для того, чтобы пилоты могли распознавать, избегать и восстанавливаться после сваливания. Пилот должен продемонстрировать умение управлять самолетом во время и после сваливания для получения сертификата в Соединенных Штатах, и это стандартный маневр для пилотов при ознакомлении с управлением незнакомым типом воздушного судна. Единственная опасность сваливания – недостаточная высота для восстановления. Особая форма асимметричного сваливания, при котором самолет также вращается вокруг своей продольной оси, называется штопор. Штопор может возникнуть, если самолет находится в сваливании и на него действует асимметричный рыскающий момент. Этот рыскающий момент может быть аэродинамическим (угол скольжения, руль направления, неблагоприятная рысканье от элеронов), связанным с тягой (p-фактор, отказ одного двигателя на многодвигательном самолете с нецентральной тягой) или вызванным менее вероятными факторами, такими как сильная турбулентность. В результате одно крыло сваливается раньше другого, и самолет быстро снижается, вращаясь, и некоторые самолеты не могут восстановиться из этого состояния без правильных управляющих воздействий пилота (которые должны остановить рыскание) и нагрузки. Новое решение проблемы сложного (или невозможного) восстановления после штопора при сваливании предоставляет система аварийного спасения с помощью баллистического парашюта. Наиболее распространенные сценарии сваливания и штопора возникают при взлете (сваливание при взлете) и при посадке (поворот с базового курса на финальный) из-за недостаточной воздушной скорости во время этих маневров. Сваливание также может произойти во время ухода на второй круг, если пилот неадекватно реагирует на ситуацию с нарушенной центровкой, возникающую при переходе от малой тяги к высокой тяге на малой скорости. Скорость сваливания увеличивается при обледенении или покрытии крыльев инеем, что создает более шероховатую поверхность, а также при увеличении веса конструкции из-за накопления льда. Сваливание происходит не только на малой воздушной скорости, но и на любой скорости, когда крылья превышают свой критический угол атаки. Попытка увеличить угол атаки при 1g, отклоняя штурвал на себя, обычно приводит к набору высоты. Однако самолеты часто испытывают более высокие перегрузки, например, при крутом повороте или выходе из пикирования. В этих случаях крылья уже работают под большим углом атаки, чтобы создать необходимую силу (полученную от подъемной силы) для ускорения в нужном направлении. Дальнейшее увеличение перегрузки, отклоняя штурвал на себя, может привести к превышению угла сваливания, даже если самолет летит на высокой скорости. Эти "высокоскоростные сваливания" производят те же характеристики рыскания, что и сваливания при 1g, и также могут спровоцировать штопор, если присутствует рыскание.

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.

Характеристики

Различные типы воздушных судов имеют различные характеристики сваливания, но они должны быть достаточно хорошими, чтобы соответствовать требованиям конкретного органа по летной годности. Например, тяжелый грузовой самолет Short Belfast демонстрировал незначительное опускание носа, которое было приемлемо для Королевских ВВС. Когда самолеты были проданы гражданскому оператору, они должны были быть оснащены толкателем штурвала для соответствия гражданским требованиям. Некоторые самолеты могут естественным образом обладать очень хорошими характеристиками, значительно превосходящими требуемые. Например, реактивные транспортные самолеты первого поколения описывались как имеющие четкое опускание носа при сваливании. Потеря подъёмной силы на одном крыле допустима, если крен, включая крен при восстановлении после сваливания, не превышает примерно 20 градусов, или в вираже крен не должен превышать 90 градусов. Если предупреждение о приближении к сваливанию, сопровождаемое опусканием носа и ограниченным опусканием крыла, отсутствует по своей природе или признается органом по летной годности неприемлемо незначительным, характеристики сваливания должны быть улучшены за счет модификаций конструкции планера или устройств, таких как сигнализатор и толкатель штурвала. Эти устройства описаны в разделе "Предупреждающие и защитные устройства".

Динамическая задержка

Динамический срыв – это нелинейный неустановившийся аэродинамический эффект, возникающий при быстром изменении угла атаки профиля крыла. Это быстрое изменение может привести к образованию мощного вихря на передней кромке крыла, который перемещается назад по верхней поверхности. Вихрь, содержащий потоки воздуха с высокой скоростью, кратковременно увеличивает подъемную силу крыла. Однако, как только он проходит за заднюю кромку, подъемная сила резко уменьшается, и крыло переходит в обычный режим срыва. Динамический срыв наиболее характерен для вертолетов и машущих крыльев, хотя также наблюдается в ветровых турбинах и при порывистом обтекании. Во время горизонтального полета некоторые участки лопасти вертолета могут испытывать обтекание с обратным направлением (относительно направления движения лопасти), что приводит к быстрому изменению угла атаки. Колеблющиеся (машущие) крылья, такие как у насекомых, например шмеля, могут почти полностью полагаться на динамический срыв для создания подъемной силы, при условии, что колебания происходят достаточно быстро по сравнению со скоростью полета, а угол крыла быстро меняется относительно направления воздушного потока.

Глубокий застой

Глубокий срыв (или суперсрыв) — опасный тип срыва, поражающий некоторые конструкции самолетов, особенно реактивные самолеты с Т-образным хвостовым оперением и двигателями, установленными в задней части фюзеляжа. В этих конструкциях турбулентный след от срыва основного крыла, следы от пилонов двигателей и след от фюзеляжа "закрывают" горизонтальный стабилизатор, делая рули высоты неэффективными и препятствуя восстановлению самолета после срыва. Самолеты с двигателями, установленными в задней части, также могут испытывать потерю тяги. Самолеты с Т-образным хвостовым оперением, как правило, устойчивы к глубоким срывам, поскольку набегающий поток от винта увеличивает обтекание корня крыла, но могут быть оснащены дополнительным вертикальным килем во время летных испытаний, как это было с A400M. Трубшоу дает широкое определение глубокого срыва как проникновения на такие углы атаки, при которых эффективность управления тангажом снижается из-за следов от крыла и гондол. Он также дает определение, связывающее глубокий срыв с заблокированным состоянием, при котором восстановление невозможно. Это единственное значение, для данной конфигурации самолета, при котором отсутствует момент тангажа, то есть точка обрезки. Типичные значения как для диапазона глубокого срыва, как определено выше, так и для заблокированной точки обрезки приведены для Douglas DC-9 Series 10 Шauфеле. Эти значения получены из испытаний в аэродинамической трубе для раннего проекта. В окончательном проекте не было заблокированной точки обрезки, поэтому восстановление из области глубокого срыва было возможно, как того требуют правила сертификации. Обычный срыв, начинающийся при "отрыве" (резком снижении вертикальной перегрузки BAC 1-11 G-ASHG во время летных испытаний на срыв, прежде чем тип был модифицирован для предотвращения заблокированного глубокого срыва), снижался с углом более и столкнулся с землей в почти горизонтальном положении, продвинувшись всего на 21 метр после первоначального удара. Эти данные показывают, что положение самолета при глубоком срыве относительно плоское, даже меньше, чем при обычном срыве, с очень высокими отрицательными углами скольжения. Эффекты, подобные глубокому срыву, были известны на некоторых конструкциях самолетов еще до появления этого термина. Прототип Gloster Javelin (серийный номер WD808) был потерян в результате аварии 11 июня 1953 года из-за "заблокированного" срыва. Однако Уотертон утверждает, что руль высоты был установлен в неправильном положении для восстановления. Испытания на малых скоростях проводились для оценки нового крыла. Он проходил над фиксированным предкрылком, а испытанием был заход на посадку, посадочная конфигурация, ЦТГ смещен назад. Тормозной парашют не был выпущен, так как это могло помешать эвакуации экипажа. Термин "глубокий срыв" получил широкое распространение после крушения прототипа BAC 1-11 G-ASHG 22 октября 1963 года, в результате которого погиб экипаж. Это привело к изменениям в конструкции самолета, включая установку предупредителя срыва (см. ниже), чтобы четко предупредить пилота о надвигающемся срыве. Предупредители срыва теперь являются стандартной частью коммерческих авиалайнеров. Тем не менее, эта проблема продолжает приводить к авариям; 3 июня 1966 года был потерян Hawker Siddeley Trident (G-ARPY) из-за глубокого срыва; предполагается, что глубокий срыв стал причиной еще одной аварии Trident (рейс British European Airways 548 G-ARPI), известной как "катастрофа в Стайнсе" 18 июня 1972 года, когда экипаж не заметил условий и отключил систему восстановления срыва. 3 апреля 1980 года прототип бизнес-джета Canadair Challenger разбился после первоначального входа в глубокий срыв с высоты 5182 метра и отказа обоих двигателей. Он восстановился после глубокого срыва после выпуска антишпирального парашюта, но разбился, не сумев сбросить парашют или перезапустить двигатели. Один из пилотов-испытателей не успел покинуть самолет и погиб. 26 июля 1993 года Canadair CRJ 100 был потерян во время летных испытаний из-за глубокого срыва. Сообщалось, что Boeing 727 вошел в глубокий срыв во время испытательного полета, но пилот смог раскачивать самолет, увеличивая углы крена, пока нос не опустился, и нормальное управление было восстановлено. Крушение рейса West Caribbean Airways 708 в 2005 году также было связано с глубоким срывом. Глубокие срывы могут происходить при, казалось бы, нормальных углах тангажа, если самолет снижается достаточно быстро. Поток воздуха поступает снизу, что увеличивает угол атаки. Первоначальные предположения о причинах крушения рейса Air France 447 возлагали вину на невосстановимый глубокий срыв, поскольку самолет снижался в почти горизонтальном положении (15°) с углом атаки 35° или более. Однако самолет находился в штопорном глиссаде, удерживаемом пилотами, которые поднимали нос в условиях полной неразберихи относительно того, что происходит с самолетом. Самолеты с передним горизонтальным оперением (канардовые) также подвержены риску глубокого срыва. Два самолета Velocity потерпели крушение из-за заблокированных глубоких срывов. Испытания показали, что добавление наплывов на переднюю кромку крыла предотвращает вход самолета в глубокий срыв. Piper Advanced Technologies PAT 1, N15PT, еще один самолет с канардовым оперением, также потерпел крушение в результате аварии, вызванной глубоким срывом. Испытания в аэродинамической трубе в Исследовательском центре NASA Лэнгли показали, что он уязвим для глубокого срыва. В начале 1980-х годов планер Schweizer SGS 1-36 был модифицирован для программы контролируемого глубокого срыва NASA.

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.

Стойка на чаевые

Стреловидность и сужение крыла приводят к сваливанию на законцовке крыла раньше, чем у корневой части. Расположение стреловидного крыла вдоль фюзеляжа должно быть таким, чтобы подъемная сила, создаваемая корневой частью крыла, расположенной значительно впереди центра тяжести самолета (ц.т.), уравновешивалась подъемной силой законцовки крыла, расположенной значительно позади ц.т. Если сваливание начинается с законцовки, нарушается баланс самолета, что вызывает опасный тангаж носа вверх. Стреловидные крылья должны включать элементы, предотвращающие тангаж, вызванный преждевременным сваливанием законцовки. Стреловидное крыло имеет более высокий коэффициент подъемной силы на внешней части, чем на внутренней, что приводит к достижению максимальной подъемной силы и сваливанию внешней части раньше. Это вызвано схемой попутного потока, характерной для стреловидных и сужающихся крыльев. Для задержки сваливания законцовки внешней части крыла придается отрицательное угловое отклонение (washout) для уменьшения угла атаки. Корневую часть также можно модифицировать подходящей передней кромкой и профилем, чтобы обеспечить ее сваливание раньше законцовки. Однако, при превышении угла атаки, соответствующего сваливанию, законцовки могут полностью свалиться раньше внутренней части крыла, несмотря на первоначальное отрыв потока, происходящий у корневой части. Это вызывает тангаж после сваливания и переход в режим глубокого сваливания на самолетах, обладающих такими характеристиками. Продольный перенос пограничного слоя также присутствует на стреловидных крылах и вызывает сваливание законцовки. Количество воздуха из пограничного слоя, перемещающегося к законцовке, можно уменьшить, генерируя вихри с помощью устройства на передней кромке, такого как наплыв, вырез, зубчатая кромка или набор вихрегенераторов за передней кромкой.

Полет за стойкой

Когда крыло сваливается, эффективность элеронов снижается, что затрудняет управление самолетом и повышает риск срыва в штопор. После сваливания, для поддержания устойчивого полета за углом атаки, при котором достигается максимальная подъемная сила, требуется тяга двигателя для компенсации потери подъемной силы, а также альтернативные органы управления для восполнения снижения эффективности элеронов. Для самолетов с высокой мощностью потеря подъемной силы (и увеличение сопротивления) после сваливания представляет меньшую проблему, чем сохранение управления. Некоторые самолеты могут быть подвержены колебаниям после сваливания (например, F-4) или склонны к входу в плоский штопор (например, F-14). Управление после сваливания может обеспечиваться системами реактивного управления (например, NF-104A), управляемой тягой, а также рулевым стабилизатором (или таилоном). Повышенная маневренность при полетах на очень больших углах атаки может дать тактическое преимущество военным истребителям, таким как F-22 Raptor. Кратковременные сваливания на 90–120° (например, "Кобра Пугачева") иногда демонстрируются на авиашоу. Наибольший угол атаки в устойчивом полете, достигнутый на данный момент, составил 70° на X-31 в Центре летных исследований Драйдена. Устойчивый полет после сваливания является одним из видов сверхманевренности.

Спойлеры

За исключением летных тренировок, испытаний самолетов и высшего пилотажа, срыв обычно является нежелательным явлением. Спойлеры (иногда называемые разрушителями подъёмной силы) – это устройства, которые намеренно выпускаются для создания управляемого отрыва потока над частью крыла самолета, чтобы уменьшить создаваемую им подъёмную силу, увеличить сопротивление и позволить самолету быстрее снижаться, не набирая скорости. Спойлеры также могут выпускаться асимметрично (только на одном крыле) для улучшения управления креном. Спойлеры также используются при отмененных взлетах и после касания основных колес при посадке для увеличения веса самолета на колесах и улучшения торможения. В отличие от самолетов с двигателями, которые могут управлять снижением, увеличивая или уменьшая тягу, планерам необходимо увеличивать сопротивление для увеличения скорости снижения. В высокопроизводительных планерах выпуск спойлеров широко используется для управления заходом на посадку. Спойлеры также можно рассматривать как "уменьшители подъёмной силы", поскольку они снижают подъёмную силу крыла, на котором они расположены. Например, нежелательный крен влево можно скорректировать, подняв спойлер правого крыла (или лишь некоторые из спойлеров на больших крыльях авиалайнеров). Это позволяет избежать необходимости увеличения подъёмной силы на опускающемся крыле (что может приблизить его к срыву).

История

Немецкий летчик Отто Лилиенталь погиб в 1896 году во время полета из-за сваливания. Уилбур Райт впервые столкнулся со сваливанием в 1901 году, испытывая свой второй планер. Знание об аварии Лилиенталя и опыте Уилбура побудили братьев Райт спроектировать свой самолет с передним горизонтальным оперением ("канардом"). Считалось, что это облегчает и смягчает выход из сваливания. Утверждается, что эта конструкция не раз спасала братьям жизнь. Однако, конфигурация с передним оперением, при отсутствии тщательной разработки, может сделать сваливание неисправимым. Авиаконструктор Хуан де ла Сьерва работал над проектом "Автожиро" для создания летательного аппарата с несущим винтом, который, как он надеялся, не сможет свалиться и, следовательно, будет безопаснее самолетов. Разрабатывая получившийся "автожир", он решил множество инженерных задач, которые сделали возможным создание вертолета.