Авторотация (самовращение) самолета, приводящая к появлению штопора, создается в основном крылом. Для уяснения физической сущности авторотации крыла рассмотрим упрощенную схему вращения крыла самолета под воздействием одних только нормальных сил при отсутствии скольжения.
Если под действием какого-либо кратковременного внешнего возмущения или отклонения элеронов возникает вращение самолета относительно его продольной оси, то местные углы атаки всех сечений крыла будут разными и отличаться от угла атаки корневого сечения крыла. Вращение относительно продольной оси приводит к появлению у всех сечений крыла (кроме корневого) дополнительных скоростей, пропорциональных угловой скорости вращения самолета и удалению данного сечения от оси вращения. Складывая скорости со скоростью полета V0 для каждого сечения крыла, получим суммарные скорости, разные по величине и направлению. Угол между вектором скорости V и хордой крыла является углом атаки.

Углы атаки сечений опускающегося полукрыла возрастают, а поднимающегося— уменьшаются. Следствием изменения углов атаки является перераспределение аэродинамических сил по размаху крыла и возникновение аэродинамических моментов крена и рыскания. При докритических углах атаки большему углу атаки соответствует больший коэффициент подъемной силы. Поэтому у опускающегося (правого) полукрыла подъемная сила будет больше, чем у поднимающегося (левого). В итоге возникает аэродинамический момент демпфирования крена (момент поперечного демпфирования), действующий в сторону, обратную направлению вращения, т. е. парирующий (тормозящий) движение крена, вызванного внешней силой, и крененйе не получит дальнейшего развития.

При закритических углах атаки в результате вызванного вращением самолета изменения углов атаки по размаху крыла могут возникать как момент крена, усиливающий вращение (момент авторотации крена), так и демпфирующий поперечный момент. Но может случиться и так, что момент крена окажется равным нулю, т. е. не появятся ни момент авторотации, ни демпфирующий момент. При появлении момента авторотации (нет демпфирующего момента) крыло уже не будет сопротивляться вращению, а наоборот, начнет вращаться с возрастающей угловой скоростью. Для этого достаточно небольшого начального импульса, направленного на вращение крыла относительно продольной оси. Такой импульс может возникнуть, например, при воздействии на полукрыло вертикального порыва ветра, небольшого случайного отклонения элеронов.

Момент авторотации крыла может дополнительно возрасти из-за дополнительного уменьшения Су сеч у опускающегося полукрыла. Последнее вызывается продолжающимся расширением области срыва потока на этом полукрыле вследствие увеличения закритических углов атаки сечений при вращении самолета. У поднимающегося же полукрыла Су сеч будут расти, так как на этом полукрыле углы атаки сечений уменьшаются, что сопровождается частичным восстановлением безотрывного обтекания. Крыло под действием момента авторотации будет увеличивать угловую скорость вращения до тех пор, пока не возникнет режим установившейся авторотации (момент крена окажется равным нулю). Аналогичным образом может создаваться и момент авторотации хвостового оперения.

Величина аэродинамического момента авторотации в значительной степени определяется крутизной кривой на участке перехода к закритическим углам атаки. Чем больше эта крутизна, т. е. чем резче падение коэффициента подъемной силы при переходе через критический угол атаки, тем больше момент авторотации. Авторотация крыла, как уже говорилось, может быть только на закритических углах атаки. При докритических углах атаки в отсутствие скольжения авторотация ни возникнуть, ни продолжать существовать (возникнув ранее на закритических углах атаки) не может. Отсюда следует очень важный для практики вывод: для прекращения авторотации (прекращения штопора) надо перевести самолет на докритические углы атаки, при которых возникает аэродинамический демпфирующий момент, как правило, весьма большой и поэтому почти мгновенно парирующий самовращение самолета.

Демпфирующий (тормозящий) момент и момент авторотации (раскручивающий) создаются как подъемными силами сечений крыла, так и силами лобового сопротивления этих сечений. При изменении углов атаки, вызванном вращением самолета, эти силы (подъемные и лобового сопротивления) изменяются не одинаково, В результате возникают моменты крена и рыскания, действующие в сторону вращения самолета. Момент рыскания появляется под действием разности сил лобового сопротивления полукрыльев. Сила лобового сопротивления у опускающегося полукрыла будет больше, чем у поднимающегося, так как у первого срыв потока развивается намного интенсивнее (у поднимающегося полукрыла углы атаки концевых сечений могут оказаться докритическими, т. е. здесь срыва пока не возникает). Возникший момент рыскания вызывает наружное скольжение (на опускающееся полукрыло)—эффективный угол стреловидности у поднимающегося полукрыла уменьшится, у опускающегося — возрастет, и, как следствие, подъемная сила у первого будет увеличиваться, у второго — уменьшаться, что приведет к усилению авторотации.

Таким образом, в штопоре, помимо аэродинамического момента авторотации, вращающего самолет относительно его продольной оси (аэродинамический момент авторотации крена), всегда существует и аэродинамический момент авторотации, вращающий самолет относительно его нормальной оси (аэродинамический момент авторотации рыскания). Под действием этих моментов самолет в штопоре движется по спиральной траектории. Ввиду того что авторотация связана с возникновением и развитием областей срыва потока на крыле, на нее могут оказывать весьма значительное влияние изменение положения органов механизации крыла, наружные подвески, шероховатость поверхности крыла, упругие деформации конструкции, а также параметры полета (угол атаки, числа М и Re и т. п.). Из практики известно, что даже очень небольшое отклонение, например, закрылков может вызвать существенное изменение характеристик авторотации.

Как отмечалось выше, авторотация может возникать только на закритических углах атаки. Величина закритического угла атаки, с которого начинается диапазон может заметно изменяться в зависимости от конфигурации самолета, параметров исходного режима полета (угла скольжения, угловой скорости крена и др.) и эксплуатационных условий (болтанка, обледенение и пр.). Возникновение авторотации обуславливает переход самолета из сваливания в штопор. Летчик ощущает это (окончание режима сваливания и начало штопора) по возникновению вращения самолета с угловыми скоростями и ускорениями, заметно большими, чем в режиме сваливания. В большинстве случаев в штопоре самолет движется со скольжением. Скольжение оказывает очень большое влияние на развитие срыва потока с крыла, в значительной степени определяющего характеристики авторотации.

При появлении скольжения зона срыва потока образуется раньше на отстающем полукрыле. Возникновение и расширение этой зоны сопровождается перераспределением аэродинамической нагрузки вдоль размаха крыла. В результате у самолета, устойчивого в поперечном отношении, возникает дополнительный кренящий момент. Этот момент при наружном скольжении увеличивает, а при внутреннем уменьшает угловую скорость вращения самолета (угловую скорость крена). Меняя в штопоре абсолютную величину и знак угла скольжения, можно значительно увеличивать или уменьшать угловую скорость авторотации. Это свойство крыла широко используется при выводе самолета из штопора, а также и для преднамеренного ввода его в такой режим.