Переход от сваливания к штопору протекает примерно в такой последовательности. Предположим, что в исходном режиме полета на докритических углах атаки самолет был сбалансирован (по моментам) при нейтральном положении руля высоты. Затем летчик отклонил ручку управления на себя. При этом возник кабрирующий аэродинамический момент, увеличивающий угол тангажа самолета. Если увеличение угла тангажа продолжается до выхода самолета на околокритический угол атаки, возникает сваливание.
Под влиянием ряда факторов (геометрическая или аэродинамическая асимметрия самолета, отклонение руля направления или элеронов и т. п.) обтекание самолета на режимах сваливания и штопора обычно оказывается асимметричным. Асимметрия обтекания (по отношению к плоскости симметрии самолета) приводит к появлению асимметричных областей срыва потока. Последнее, а также и возможное воздействие дополнительных возмущений (гироскопического момента роторов двигателей, вертикальных порывов ветра и т. п.) вызывает появление аэродинамического момента крена и, как следствие, угловой скорости крена.
Кренение в свою очередь приводит к изменению углов атаки на правом и левом полукрыльях, а это изменение, в частности, к тому, что силы лобового сопротивления полукрыльев станут разными по величине. Появляется аэродинамический момент рыскания, что приводит к возникновению угловой скорости рыскания. Так возникают угловые ускорения и угловые скорости вращения самолета относительно всех трех его осей — авторотация.
С появлением авторотации начинается штопор. Под воздействием момента авторотации начальная угловая скорость крена возрастает (неустановившаяся авторотация).
В результате инерционного взаимодействия бокового и продольного движений самолета при его вращении появляется инерционный момент тангажа, смещающий режим продольной балансировки самолета по моменту в сторону больших углов атаки. С течением времени при движении самолета в области закритических углов атаки аэродинамические моменты крена, рыскания и тангажа могут уравновеситься соответствующими инерционными моментами, а аэродинамические силы — соответствующими массовыми силами (вес, силы инерции). Возникает установившийся штопор, т. е. режим, в котором все характеристики движения самолета (угловая скорость вращения, углы атаки и скольжения, положение самолета относительно оси штопора) остаются практически неизменными.
Установившийся штопор называют часто вертикальным (ось штопора практически совпадает с вертикалью). Предшествующий ему участок неустановившегося штопора (на котором ось штопора вначале близка к горизонтали и лишь с течением времени приближается к вертикали) называют переходным или начальным участком штопора (участок перехода от сваливания к вертикальному штопору).
Под влиянием ряда факторов (геометрическая или аэродинамическая асимметрия самолета, отклонение руля направления или элеронов и т. п.) обтекание самолета на режимах сваливания и штопора обычно оказывается асимметричным. Асимметрия обтекания (по отношению к плоскости симметрии самолета) приводит к появлению асимметричных областей срыва потока. Последнее, а также и возможное воздействие дополнительных возмущений (гироскопического момента роторов двигателей, вертикальных порывов ветра и т. п.) вызывает появление аэродинамического момента крена и, как следствие, угловой скорости крена.
Кренение в свою очередь приводит к изменению углов атаки на правом и левом полукрыльях, а это изменение, в частности, к тому, что силы лобового сопротивления полукрыльев станут разными по величине. Появляется аэродинамический момент рыскания, что приводит к возникновению угловой скорости рыскания. Так возникают угловые ускорения и угловые скорости вращения самолета относительно всех трех его осей — авторотация.
С появлением авторотации начинается штопор. Под воздействием момента авторотации начальная угловая скорость крена возрастает (неустановившаяся авторотация).
В результате инерционного взаимодействия бокового и продольного движений самолета при его вращении появляется инерционный момент тангажа, смещающий режим продольной балансировки самолета по моменту в сторону больших углов атаки. С течением времени при движении самолета в области закритических углов атаки аэродинамические моменты крена, рыскания и тангажа могут уравновеситься соответствующими инерционными моментами, а аэродинамические силы — соответствующими массовыми силами (вес, силы инерции). Возникает установившийся штопор, т. е. режим, в котором все характеристики движения самолета (угловая скорость вращения, углы атаки и скольжения, положение самолета относительно оси штопора) остаются практически неизменными.
Установившийся штопор называют часто вертикальным (ось штопора практически совпадает с вертикалью). Предшествующий ему участок неустановившегося штопора (на котором ось штопора вначале близка к горизонтали и лишь с течением времени приближается к вертикали) называют переходным или начальным участком штопора (участок перехода от сваливания к вертикальному штопору).