Неустойчивым называется штопор, в процессе которого самолет периодически меняет направление вращения относительно своих нормальной и продольной осей или приостанавливается. Такой штопор характеризуется весьма неравномерным вращением с большими амплитудами колебаний параметров движения самолета. В рассматриваемом штопоре нос самолета в отдельные моменты может непроизвольно подниматься выше горизонта или опускаться за вертикаль, абсолютные величины углов крена временами могут превышать 90°. В процессе режима обычно наблюдается тенденция к самопроизвольному переходу самолета из штопора одного направления в штопор другого направления или из нормального в перевернутый штопор и наоборот.
Неустойчивый нормальный штопор у современных самолетов имеет три разновидности:
1) штопор, протекающий в виде биений — с периодическими нарастаниями и затуханиями колебаний (автоколебаний) самолета;
2) штопор, протекающий в виде падения листом по спиралеобразной траектории;
3) штопор, в процессе которого нарастают колебания (автоколебания) самолета.
В левом нормальном штопоре, протекавшем в виде биений. Каждый цикл биений длился примерно 15 с. Между этими циклами самолет прекращал вращение относительно своей нормальной оси. В течение каждого цикла колебания (точнее — автоколебания) самолета происходили с периодом примерно 2,5 с. Режим штопора, протекавший в виде падения листом по спиралеобразной траектории, сопровождался периодическими изменениями направления вращения и резкими изменениями положения самолета в пространстве. Так, например, в течение первых двух секунд после сваливания (8-10 с) самолет отклонялся влево и кренение происходило на левое крыло.
Затем кратковременно (10-11 с) его нос начал отклоняться вправо, потом снова влево (13 с), затем опять вправо (t-13 + 16 с) и т. д. При этом и угловая скорость крена изменяла свой знак. Таким образом, периодически изменялись не только величина, но и знак угловых скоростей крена и рыскания. Самолет в штопоре как бы переваливался-с крыла на крыло с поворотами носа то вправо, то влево, т. е. совершал движение в виде падения листом; при этом его центр тяжести перемещался по спиралеобразной траектории. Режим левого нормального штопора, в процессе которого у самолета возникали нарастающие колебания (автоколебания). Из графика видно, что четко выраженное нарастание колебаний нормальной перегрузки началось примерно через 10 с после сваливания самолета.
Затем средняя величина нормальной перегрузки плавно увеличивалась, а колебания ее относительно этой величины быстро возрастали и к —56 с их амплитуда достигла 5. В процессе таких колебаний, происходивших с периодом примерно 2с, самолет выходил то на малые до-критические (величина п оказывалась близкой к нулю), то на большие за-критические углы атаки. Приведенные на этих графиках значения приборной скорости и высоты полета, полученные в штопоре, из-за погрешностей приемника воздушного давления, возникающих на больших углах атаки и скольжения, не характеризуют действительные величины указанных параметров. Они служат лишь для приближенной качественной оценки характера изменения этих параметров в штопоре.
В большинстве случаев при отклоненных по штопору рулях самолет в режиме неустановившегося штопора может находиться длительное время и прекращать самовращение только при установке рулей в нейтральное положение. Режим штопора, при котором движение самолета сопровождается последовательно чередующимися выходами на закритические углы атаки при непрерывном возрастании средних величин приборной скорости полета и нормальной перегрузки, называется прогрессирующей штопорной спиралью. Нарастание нормальной перегрузки в процессе колебаний самолета при таком штопоре может достигать опасных (по прочности самолета) величин.
Поэтому летчик должен по возможности быстрее вывести самолет из такого штопора. Пример штопора, протекающего в виде прогрессирующей штопорной спирали. В данном случае отклонение рулей по штопору (при t = 15 c: руль высоты отклонен полностью на себя —30°, руль направления отклонен полностью по левому штопору на —22°) привело к возникновению левого нормального штопора. Самолет начал вращаться влево с угловыми скоростями рыскания 0,3-0,4 и крена —1 рад/с. Начиная примерно с t = 13 с (через 7 с после входа самолета в штопор) появились резкие колебания угловой скорости крена, сопровождавшиеся даже изменением ее знака (попеременные кренения то влево, то вправо). И нормальная перегрузка изменялась тоже в весьма широких пределах.
Так, например, при 16,5 с она уменьшилась до 0,4, при t-23 с возросла до 2,8, затем снова упала до 0,7, после чего возросла до 3,8 и т. д. При этом скорость самолета в режиме в среднем нарастала. «Провалы» на графике вызваны в основном также погрешностями приемника воздушного давления (ПВД) на больших углах атаки (эти «провалы» совпадают с моментами выхода самолета на наибольшие значения нормальной перегрузки). Неустойчивый нормальный штопор возникает обычно после сваливания с исходных больших и реже со средних высот. При большой степени продольной статической устойчивости самолета по перегрузке (передняя центровка) и неполном отклонении ручки управления на себя в режиме он возможен и на меньших высотах. Неустойчивый перевернутый штопор возникает, как правило, при сваливании самолета с больших высот в полете «на спине» или при близком к этому положении (сваливание на отрицательных углах атаки), а также в случае самопроизвольного выхода самолета на отрицательные закритические углы атаки в неустойчивом нормальном штопоре.
Летная практика показывает, что у сверхзвуковых самолетов режимы неустойчивого перевернутого штопора встречаются весьма редко. Ввод самолета в перевернутый штопор был произведен полным отклонением ручки управления от себя при полностью отклоненном влево руле направления, т. е. рули были отклонены по левому перевернутому штопору. Элероны летчик все время удерживал в нейтральном положении. Режим штопора оказался крайне неустойчивым. Вначале самолет находился в левом перевернутом штопоре: поворачивал нос влево (угловая скорость рыскания 0) и кренился влево (угловая скорость крена 0)—самолет вращается относительно своей продольной оси слева направо в положении «на спине»). Затем он кратковременно перешел в правый перевернутый штопор, после чего снова в левый перевернутый и т. д.
Неустойчивый нормальный штопор у современных самолетов имеет три разновидности:
1) штопор, протекающий в виде биений — с периодическими нарастаниями и затуханиями колебаний (автоколебаний) самолета;
2) штопор, протекающий в виде падения листом по спиралеобразной траектории;
3) штопор, в процессе которого нарастают колебания (автоколебания) самолета.
В левом нормальном штопоре, протекавшем в виде биений. Каждый цикл биений длился примерно 15 с. Между этими циклами самолет прекращал вращение относительно своей нормальной оси. В течение каждого цикла колебания (точнее — автоколебания) самолета происходили с периодом примерно 2,5 с. Режим штопора, протекавший в виде падения листом по спиралеобразной траектории, сопровождался периодическими изменениями направления вращения и резкими изменениями положения самолета в пространстве. Так, например, в течение первых двух секунд после сваливания (8-10 с) самолет отклонялся влево и кренение происходило на левое крыло.
Затем кратковременно (10-11 с) его нос начал отклоняться вправо, потом снова влево (13 с), затем опять вправо (t-13 + 16 с) и т. д. При этом и угловая скорость крена изменяла свой знак. Таким образом, периодически изменялись не только величина, но и знак угловых скоростей крена и рыскания. Самолет в штопоре как бы переваливался-с крыла на крыло с поворотами носа то вправо, то влево, т. е. совершал движение в виде падения листом; при этом его центр тяжести перемещался по спиралеобразной траектории. Режим левого нормального штопора, в процессе которого у самолета возникали нарастающие колебания (автоколебания). Из графика видно, что четко выраженное нарастание колебаний нормальной перегрузки началось примерно через 10 с после сваливания самолета.
Затем средняя величина нормальной перегрузки плавно увеличивалась, а колебания ее относительно этой величины быстро возрастали и к —56 с их амплитуда достигла 5. В процессе таких колебаний, происходивших с периодом примерно 2с, самолет выходил то на малые до-критические (величина п оказывалась близкой к нулю), то на большие за-критические углы атаки. Приведенные на этих графиках значения приборной скорости и высоты полета, полученные в штопоре, из-за погрешностей приемника воздушного давления, возникающих на больших углах атаки и скольжения, не характеризуют действительные величины указанных параметров. Они служат лишь для приближенной качественной оценки характера изменения этих параметров в штопоре.
В большинстве случаев при отклоненных по штопору рулях самолет в режиме неустановившегося штопора может находиться длительное время и прекращать самовращение только при установке рулей в нейтральное положение. Режим штопора, при котором движение самолета сопровождается последовательно чередующимися выходами на закритические углы атаки при непрерывном возрастании средних величин приборной скорости полета и нормальной перегрузки, называется прогрессирующей штопорной спиралью. Нарастание нормальной перегрузки в процессе колебаний самолета при таком штопоре может достигать опасных (по прочности самолета) величин.
Поэтому летчик должен по возможности быстрее вывести самолет из такого штопора. Пример штопора, протекающего в виде прогрессирующей штопорной спирали. В данном случае отклонение рулей по штопору (при t = 15 c: руль высоты отклонен полностью на себя —30°, руль направления отклонен полностью по левому штопору на —22°) привело к возникновению левого нормального штопора. Самолет начал вращаться влево с угловыми скоростями рыскания 0,3-0,4 и крена —1 рад/с. Начиная примерно с t = 13 с (через 7 с после входа самолета в штопор) появились резкие колебания угловой скорости крена, сопровождавшиеся даже изменением ее знака (попеременные кренения то влево, то вправо). И нормальная перегрузка изменялась тоже в весьма широких пределах.
Так, например, при 16,5 с она уменьшилась до 0,4, при t-23 с возросла до 2,8, затем снова упала до 0,7, после чего возросла до 3,8 и т. д. При этом скорость самолета в режиме в среднем нарастала. «Провалы» на графике вызваны в основном также погрешностями приемника воздушного давления (ПВД) на больших углах атаки (эти «провалы» совпадают с моментами выхода самолета на наибольшие значения нормальной перегрузки). Неустойчивый нормальный штопор возникает обычно после сваливания с исходных больших и реже со средних высот. При большой степени продольной статической устойчивости самолета по перегрузке (передняя центровка) и неполном отклонении ручки управления на себя в режиме он возможен и на меньших высотах. Неустойчивый перевернутый штопор возникает, как правило, при сваливании самолета с больших высот в полете «на спине» или при близком к этому положении (сваливание на отрицательных углах атаки), а также в случае самопроизвольного выхода самолета на отрицательные закритические углы атаки в неустойчивом нормальном штопоре.
Летная практика показывает, что у сверхзвуковых самолетов режимы неустойчивого перевернутого штопора встречаются весьма редко. Ввод самолета в перевернутый штопор был произведен полным отклонением ручки управления от себя при полностью отклоненном влево руле направления, т. е. рули были отклонены по левому перевернутому штопору. Элероны летчик все время удерживал в нейтральном положении. Режим штопора оказался крайне неустойчивым. Вначале самолет находился в левом перевернутом штопоре: поворачивал нос влево (угловая скорость рыскания 0) и кренился влево (угловая скорость крена 0)—самолет вращается относительно своей продольной оси слева направо в положении «на спине»). Затем он кратковременно перешел в правый перевернутый штопор, после чего снова в левый перевернутый и т. д.