Срыв (гидродинамика)

Резкое снижение подъемной силы из-за отрыва потока

Воздушный поток отделяется от аэродинамического профиля под большим углом атаки , как это происходит при сваливании.

В гидродинамике срыв потока — это уменьшение коэффициента подъемной силы , создаваемое крылом , когда угол атаки превышает критическое значение . ^[1] Критический угол атаки обычно составляет около 15°, но он может значительно варьироваться в зависимости от жидкости , крыла (включая его форму, размер и отделку) и числа Рейнольдса .

Сваливание в самолетах с фиксированным крылом часто ощущается как внезапное уменьшение подъемной силы. Это может быть вызвано либо увеличением пилотом угла атаки крыла, либо уменьшением критического угла атаки. Последнее может быть вызвано замедлением (ниже скорости сваливания) или нарастанием льда на крыльях (особенно если лед неровный). Сваливание не означает, что двигатель(и) перестал(и) работать, или что самолет перестал(и) двигаться — эффект тот же самый даже в безмоторном планере . Векторная тяга в самолетах используется для поддержания высоты или управляемого полета с застопоренными крыльями путем замены потерянной подъемной силы крыла тягой двигателя или винта , тем самым давая начало технологии после сваливания. ^{[2] [3]}

Поскольку сваливание чаще всего обсуждается в связи с авиацией , в этой статье сваливание обсуждается в связи с самолетами, в частности с самолетами с фиксированным крылом. Принципы сваливания, обсуждаемые здесь, применимы и к крыльям в других жидкостях.

Формальное определение

Формирование сваливания

Сваливание — это состояние в аэродинамике и авиации, при котором, если угол атаки самолета увеличивается сверх определенной точки, то подъемная сила начинает уменьшаться. Угол, при котором это происходит, называется критическим углом атаки . Если угол атаки увеличивается сверх критического значения, подъемная сила уменьшается, и самолет снижается, еще больше увеличивая угол атаки и вызывая дальнейшую потерю подъемной силы. Критический угол атаки зависит от сечения аэродинамического профиля или профиля крыла, его формы в плане , его удлинения и других факторов, но обычно находится в диапазоне от 8 до 20 градусов относительно входящего ветра ( относительного ветра ) для большинства дозвуковых аэродинамических профилей. Критический угол атаки — это угол атаки на кривой коэффициента подъемной силы в зависимости от угла атаки (Cl~альфа), при котором достигается максимальный коэффициент подъемной силы. ^[4]

Срыв потока вызван разделением потока , которое, в свою очередь, вызвано потоком воздуха, противостоящим растущему давлению. Уитфорд ^[5] описывает три типа срыва: срыв по задней кромке, срыв по передней кромке и срыв с тонким аэродинамическим профилем, каждый из которых имеет отличительные особенности Cl~alpha. Для срыва по задней кромке разделение начинается при малых углах атаки вблизи задней кромки крыла, в то время как остальная часть потока над крылом остается присоединенной. По мере увеличения угла атаки разделенные области на верхней части крыла увеличиваются в размерах по мере того, как разделение потока движется вперед, и это затрудняет способность крыла создавать подъемную силу. Это показано уменьшением наклона подъемной силы на кривой Cl~alpha, когда подъемная сила приближается к своему максимальному значению. Разделенный поток обычно вызывает бафтинг. ^[6] За пределами критического угла атаки раздельный поток настолько доминирует, что дополнительное увеличение угла атаки приводит к падению подъемной силы от ее пикового значения.

Транспортные самолеты с поршневыми двигателями и ранние реактивные самолеты имели очень хорошее поведение при сваливании с предупреждением о бафтовании перед сваливанием и, если игнорировать, прямой сброс носа для естественного восстановления. Разработки крыла, которые пришли с введением турбовинтовых двигателей, ввели неприемлемое поведение при сваливании. Передовые разработки крыльев с большой подъемной силой и введение двигателей, установленных сзади, и высокорасположенных хвостовых стабилизаторов на следующем поколении реактивных самолетов также ввели неприемлемое поведение при сваливании. Вероятность непреднамеренного достижения скорости сваливания, потенциально опасного события, была рассчитана в 1965 году примерно один раз на каждые 100 000 полетов, ^[7] достаточно часто, чтобы оправдать стоимость разработки предупреждающих устройств, таких как встряхиватели ручки, и устройств для автоматического обеспечения адекватного тангажа носа вниз, таких как толкатели ручки. ^[8]

Когда средний угол атаки крыльев выходит за пределы сваливания , может развиться штопор , который является авторотацией сваленного крыла. Штопор следует за отклонениями по крену, рысканию и тангажу от сбалансированного полета. Например, крен естественным образом гасится при несваленном крыле, но при сваленных крыльях момент гашения заменяется моментом тяги. ^{[9] [10]}

Изменение подъемной силы в зависимости от угла атаки

Пример соотношения между углом атаки и подъемной силой на изогнутом профиле. Точное соотношение обычно измеряется в аэродинамической трубе и зависит от сечения профиля. Соотношение для крыла самолета зависит от формы в плане и его удлинения.

График показывает, что наибольшая подъемная сила создается при достижении критического угла атаки (который в авиации начала 20 века назывался «точкой бурлящего» (burble point)). В данном случае этот угол составляет 17,5 градусов, но он меняется от профиля к профилю. В частности, для аэродинамически толстых профилей (отношение толщины к хорде около 10%) критический угол выше, чем у тонкого профиля с той же кривизной . Симметричные профили имеют меньшие критические углы (но также эффективно работают в перевернутом полете). График показывает, что по мере того, как угол атаки превышает критический угол, подъемная сила, создаваемая профилем, уменьшается.

Информация на графике такого рода собирается с использованием модели профиля в аэродинамической трубе . Поскольку обычно используются модели самолетов, а не полноразмерные машины, необходимо особое внимание, чтобы убедиться, что данные собираются в том же режиме числа Рейнольдса (или масштабной скорости), что и в свободном полете. Отделение потока от верхней поверхности крыла при больших углах атаки при малых числах Рейнольдса существенно отличается от отделения потока при больших числах Рейнольдса реального самолета. В частности, при больших числах Рейнольдса поток имеет тенденцию оставаться прикрепленным к профилю дольше, поскольку инерционные силы доминируют по отношению к вязким силам, которые ответственны за отделение потока, в конечном итоге приводящее к аэродинамическому срыву. По этой причине результаты аэродинамической трубы, полученные на более низких скоростях и на моделях меньшего масштаба реальных аналогов, часто имеют тенденцию переоценивать угол атаки аэродинамического срыва. ^[11] Аэродинамические трубы высокого давления являются одним из решений этой проблемы.

В общем, устойчивая работа самолета при угле атаки выше критического угла невозможна, поскольку после превышения критического угла потеря подъемной силы крыла приводит к падению носа самолета, что снова уменьшает угол атаки. Это падение носа, независимо от управляющих воздействий, указывает на то, что пилот фактически застопорил самолет. ^{[12] [13]}

Этот график показывает угол сваливания, однако на практике большинство руководств по эксплуатации пилотов (POH) или общих руководств по летной эксплуатации описывают сваливание в терминах воздушной скорости . Это связано с тем, что все самолеты оснащены указателем воздушной скорости , но меньшее количество самолетов имеют указатель угла атаки. Скорость сваливания самолета публикуется производителем (и требуется для сертификации путем летных испытаний) для диапазона весов и положений закрылков, но угол атаки сваливания не публикуется.

По мере снижения скорости угол атаки должен увеличиваться, чтобы поддерживать постоянную подъемную силу до достижения критического угла. Скорость полета, при которой достигается этот угол, является скоростью сваливания самолета (1g, без ускорения) в данной конкретной конфигурации. Раскрытие закрылков /предкрылков снижает скорость сваливания, позволяя самолету взлетать и приземляться на более низкой скорости.

Аэродинамическое описание

Самолеты с фиксированным крылом

Самолет с фиксированным крылом можно заставить сваливаться при любом положении тангажа или угле крена или при любой скорости полета, но преднамеренное сваливание обычно практикуется путем снижения скорости до скорости сваливания без ускорения на безопасной высоте. Скорость сваливания без ускорения (1g) различается на разных самолетах с фиксированным крылом и представлена ​​цветовыми кодами на индикаторе скорости полета . Когда самолет летит на этой скорости, угол атаки должен быть увеличен, чтобы предотвратить любую потерю высоты или набор скорости полета (что соответствует углу сваливания, описанному выше). Пилот заметит, что органы управления полетом стали менее отзывчивыми, а также может заметить некоторую тряску, вызванную турбулентным воздухом, отделившимся от крыла и ударившимся о хвост самолета.

В большинстве легких самолетов , по достижении сваливания, самолет начнет снижаться (потому что крыло больше не будет производить достаточно подъемной силы, чтобы поддерживать вес самолета), а нос опустится. Выход из сваливания включает в себя опускание носа самолета, чтобы уменьшить угол атаки и увеличить скорость воздуха, пока не восстановится плавный поток воздуха над крылом. Нормальный полет может быть возобновлен после завершения выхода. ^[14] Маневр обычно довольно безопасен и, если правильно выполняется, приводит лишь к небольшой потере высоты (20–30 м/66–98 футов). Его изучают и практикуют для того, чтобы пилоты могли распознавать, избегать и выходить из сваливания самолета. ^[15] Пилот должен продемонстрировать компетентность в управлении самолетом во время и после сваливания для сертификации в Соединенных Штатах, ^[16] и это обычный маневр для пилотов, когда они знакомятся с управлением незнакомым типом самолета. Единственным опасным аспектом сваливания является недостаток высоты для выхода.

Начальное вращение и восстановление

Особая форма асимметричного сваливания, при которой самолет также вращается вокруг своей оси рыскания, называется штопором . Штопор может возникнуть, если самолет застопорился и к нему приложен асимметричный момент рыскания. ^[17] Этот момент рыскания может быть аэродинамическим (угол бокового скольжения, руль направления, неблагоприятное рыскание от элеронов), связанным с тягой (p-фактор, один неработающий двигатель на многомоторном самолете с неосевой тягой) или из менее вероятных источников, таких как сильная турбулентность. Чистый эффект заключается в том, что одно крыло застопоривается раньше другого, и самолет быстро снижается во время вращения, и некоторые самолеты не могут выйти из этого состояния без правильных управляющих сигналов пилота (которые должны остановить рыскание) и загрузки. ^[18] Новое решение проблемы сложного (или невозможного) выхода из сваливания-штопора обеспечивается системой восстановления с баллистическим парашютом .

Наиболее распространенные сценарии сваливания-штопора происходят на взлете ( сваливание при взлете ) и во время посадки (от базового до конечного поворота) из-за недостаточной скорости воздуха во время этих маневров. Сваливание также происходит во время маневра ухода на второй круг, если пилот не реагирует должным образом на ситуацию с небалансировкой, возникающую в результате перехода с низкой настройки мощности на высокую настройку мощности на низкой скорости. ^[19] Скорость сваливания увеличивается, когда поверхности крыла загрязнены льдом или инеем, что создает более шероховатую поверхность и более тяжелый планер из-за накопления льда.

Сваливание происходит не только при низкой скорости полета, но и при любой скорости, когда крылья превышают свой критический угол атаки. Попытка увеличить угол атаки при 1g путем перемещения колонки управления назад обычно приводит к набору высоты самолетом. Однако самолеты часто испытывают более высокие перегрузки, например, при крутом повороте или выходе из пикирования. В этих случаях крылья уже работают при более высоком угле атаки, чтобы создать необходимую силу (полученную от подъемной силы) для ускорения в желаемом направлении. Еще большее увеличение перегрузки путем перемещения органов управления назад может привести к превышению угла сваливания, даже если самолет летит с высокой скоростью. ^[20] Эти «сваливания на высокой скорости» создают те же характеристики бафтинга, что и сваливания при 1g, а также могут инициировать штопор, если также есть рыскание.

Характеристики

Различные типы самолетов имеют разные характеристики сваливания, но они должны быть достаточно хороши, чтобы удовлетворить их конкретные органы летной годности. Например, тяжелый грузовой самолет Short Belfast имел незначительное опускание носа, которое было приемлемо для Королевских ВВС . Когда самолеты продавались гражданскому оператору, их приходилось оснащать толкателем ручки управления, чтобы соответствовать гражданским требованиям. ^[21] Некоторые самолеты могут иметь очень хорошее поведение, выходящее за рамки требуемого. Например, реактивные транспортные самолеты первого поколения описывались как имеющие безупречное опускание носа при сваливании. ^[22] Потеря подъемной силы на одном крыле приемлема, пока крен, в том числе во время вывода из сваливания, не превышает примерно 20 градусов, или при поворотном полете крен не должен превышать крен в 90 градусов. ^[23] Если предупреждение о предсваливании, за которым следует опускание носа и ограниченное опускание крыла, естественным образом отсутствует или считается органом летной годности неприемлемо незначительным, поведение при сваливании должно быть сделано достаточно хорошим с помощью модификаций планера или таких устройств, как встряхиватель ручки управления и толкатель. Они описаны в разделе «Предупреждающие и защитные устройства».

Скорости сваливания

Диапазон полета быстрого самолета. Левый край — кривая скорости сваливания.

Индикатор воздушной скорости часто используется для косвенного прогнозирования условий сваливания.

Сваливание зависит только от угла атаки, а не от скорости полета . ^[24] Однако, чем медленнее летит самолет, тем больший угол атаки ему нужен, чтобы создать подъемную силу, равную весу самолета. ^[25] По мере дальнейшего уменьшения скорости в какой-то момент этот угол станет равен критическому (свалочному) углу атаки . Эта скорость называется «скоростью сваливания». Самолет, летящий со своей скоростью сваливания, не может подняться, а самолет, летящий ниже своей скорости сваливания, не может прекратить снижение. Любая попытка сделать это путем увеличения угла атаки без предварительного увеличения скорости полета приведет к сваливанию.

Фактическая скорость сваливания будет зависеть от веса самолета, высоты, конфигурации, вертикального и бокового ускорения. Скользящий поток винта уменьшает скорость сваливания, активизируя поток над крыльями. ^{[26] : 61}

Определения скорости различаются и включают в себя:

• V _S : Скорость сваливания: скорость, при которой самолет проявляет качества, принятые как определяющие сваливание. ^{[26] : 8}
• V _S0 : Скорость сваливания или минимальная установившаяся скорость полета в посадочной конфигурации. ^[27] Скорость сваливания при нулевой тяге при максимально выпущенных закрылках. ^{[26] : 8}
• V _S1 : Скорость сваливания или минимальная устойчивая скорость полета, полученная в указанной конфигурации. ^[27] Скорость сваливания при нулевой тяге при указанном положении закрылков. ^{[26] : 8}

Индикатор воздушной скорости, предназначенный для летных испытаний, может иметь следующую маркировку: нижняя часть белой дуги указывает V _S0 при максимальном весе, а нижняя часть зеленой дуги указывает V _S1 при максимальном весе. В то время как скорость самолета V _S вычисляется конструкцией, его скорости V _S0 и V _S1 должны быть продемонстрированы эмпирически путем летных испытаний. ^[28]

В ускоренном и поворотном полете

Иллюстрация сваливания при повороте, происходящего во время скоординированного поворота с постепенно увеличивающимся углом крена.

Нормальная скорость сваливания, указанная значениями V _S выше, всегда относится к прямолинейному и горизонтальному полету, где коэффициент нагрузки равен 1g. Однако, если самолет поворачивает или поднимается из пикирования, требуется дополнительная подъемная сила для обеспечения вертикального или бокового ускорения, и поэтому скорость сваливания выше. Ускоренный сваливание — это сваливание, которое происходит в таких условиях. ^[29]

При повороте с креном необходимая подъемная сила равна весу самолета плюс дополнительная подъемная сила, обеспечивающая центростремительную силу , необходимую для выполнения поворота: ^{[30] [31]}

${\displaystyle L=nW}$

где:

${\displaystyle L}$= поднять

${\displaystyle n}$= коэффициент нагрузки (больше 1 за один поворот)

${\displaystyle W}$= вес самолета

Чтобы достичь дополнительной подъемной силы, коэффициент подъемной силы , а значит и угол атаки, должны быть выше, чем при прямолинейном и горизонтальном полете на той же скорости. Поэтому, учитывая, что сваливание всегда происходит при одном и том же критическом угле атаки, ^[32] при увеличении коэффициента нагрузки (например, за счет ужесточения поворота) критический угол будет достигнут при более высокой скорости полета: ^{[30] [33] [34] [35]}

${\displaystyle V_{\text{st}}=V_{\text{s}}{\sqrt {n}}}$

где:

${\displaystyle V_{\text{st}}}$= скорость сваливания

${\displaystyle V_{\text{s}}}$= скорость сваливания самолета в прямолинейном горизонтальном полете

${\displaystyle n}$= коэффициент нагрузки

В таблице ниже приведены некоторые примеры соотношения между углом крена и квадратным корнем коэффициента нагрузки. Оно выводится из тригонометрического соотношения ( секанса ) между и . ${\displaystyle L}$ ${\displaystyle W}$

Например, при повороте с углом крена 45° V _st на 19% больше, чем V _s .

Согласно терминологии Федерального управления гражданской авиации (FAA), приведенный выше пример иллюстрирует так называемый сваливание при повороте , в то время как термин «ускоренный» используется только для обозначения ускоренного сваливания при повороте , то есть сваливания при повороте, при котором скорость воздуха уменьшается с заданной скоростью. ^[36]

Тенденция мощных винтовых самолетов к крену в ответ на крутящий момент двигателя создает риск ускоренного сваливания. Когда самолет, такой как Mitsubishi MU-2, летит близко к своей скорости сваливания, внезапное применение полной мощности может заставить его крениться, создавая те же аэродинамические условия, которые вызывают ускоренное сваливание в поворотном полете, даже если пилот не инициировал поворот преднамеренно. Пилоты таких самолетов обучены избегать внезапного и резкого увеличения мощности на малой высоте и низкой скорости полета, поскольку ускоренное сваливание в этих условиях очень трудно безопасно восстановить. ^[37]

Ярким примером авиакатастрофы, связанной с разворотом и сваливанием на малой высоте, является крушение самолета B-52 на авиабазе Фэрчайлд в 1994 году .

Типы

Динамический срыв

Динамический срыв — это нелинейный нестационарный аэродинамический эффект, возникающий, когда аэродинамические профили быстро изменяют угол атаки. Быстрое изменение может привести к тому, что сильный вихрь будет срываться с передней кромки аэродинамического профиля и перемещаться назад над крылом. ^{[38] [39]} Вихрь, содержащий высокоскоростные потоки воздуха, на короткое время увеличивает подъемную силу, создаваемую крылом. Однако, как только он проходит за задней кромкой, подъемная сила резко уменьшается, и крыло находится в нормальном срыве. ^[40]

Динамический срыв — эффект, наиболее часто связанный с вертолетами и машущими крыльями, хотя он также встречается в ветряных турбинах ^[41] и из-за порывистого воздушного потока. Во время прямого полета некоторые области лопасти вертолета могут подвергаться потоку, который меняет направление (по сравнению с направлением движения лопасти), и, таким образом, включает быстро меняющиеся углы атаки. Колеблющиеся (мачтающие) крылья, такие как у насекомых, таких как шмель , могут почти полностью полагаться на динамический срыв для создания подъемной силы, при условии, что колебания быстры по сравнению со скоростью полета, а угол крыла быстро меняется по сравнению с направлением воздушного потока. ^[40]

Задержка срыва может возникнуть на аэродинамических профилях, подверженных большому углу атаки и трехмерному потоку. Когда угол атаки на аэродинамическом профиле быстро увеличивается, поток будет оставаться существенно прикрепленным к аэродинамическому профилю до значительно большего угла атаки, чем может быть достигнуто в стационарных условиях. В результате срыв задерживается на мгновение, и достигается коэффициент подъемной силы, значительно превышающий максимальный стационарный. Эффект был впервые замечен на пропеллерах . ^[42]

Глубокий свал

Схематическое изображение глубокого сваливания. Нормальный полет (вверху), Состояние глубокого сваливания - Т-образное оперение в "тени" крыла (внизу)

Самолет Schweizer SGS 1-36 , используемый NASA для исследования глубокого сваливания над пустыней Мохаве в 1983 году.

Глубокий свал (или суперсвал ) — опасный тип сваливания, который влияет на некоторые конструкции самолетов , в частности, реактивные самолеты с конфигурацией T-образного хвоста и двигателями, установленными сзади. ^[43] В этих конструкциях турбулентный след заваленного основного крыла, следы гондолы-пилона и след от фюзеляжа ^[44] «накрывают» горизонтальный стабилизатор, делая рули высоты неэффективными и не давая самолету выйти из сваливания. Самолеты с гондолами, установленными сзади, также могут демонстрировать потерю тяги . ^[45] Винтовые самолеты с T-образным хвостом , как правило, устойчивы к глубокому сваливанию, поскольку струя пропеллера увеличивает поток воздуха над корневой частью крыла, ^[46] но могут быть оснащены предохранительным вертикальным усилителем хвостового оперения во время летных испытаний , как это произошло с A400M . ^[47]

Trubshaw ^[48] дает широкое определение глубокого срыва как проникающего до таких углов атаки , что эффективность управления тангажем снижается из-за следов крыла и гондолы. Он также дает определение, которое связывает глубокий срыв с запертым состоянием, когда восстановление невозможно. Это единственное значение для данной конфигурации самолета, где нет момента тангажа, т. е. точка балансировки. ${\textstyle \alpha }$ ${\textstyle \alpha }$

Типичные значения как для диапазона глубокого срыва, как определено выше, так и для зафиксированной точки балансировки приведены для Douglas DC-9 Series 10 Шауфеле. ^[49] Эти значения получены в результате испытаний в аэродинамической трубе для ранней конструкции. Окончательная конструкция не имела зафиксированной точки балансировки, поэтому выход из области глубокого срыва был возможен, как того требуют правила сертификации. Нормальный срыв, начинающийся с «перерыва g» (внезапное уменьшение коэффициента вертикальной нагрузки ^[47] ), был при , глубокий срыв начался примерно при 30°, а зафиксированная невосстанавливаемая точка балансировки была при 47°. ${\textstyle \alpha =18^{\circ }}$

Очень высокая скорость для состояния глубокого сваливания, заблокированного в состоянии, происходит далеко за пределами нормального сваливания, но может быть достигнута очень быстро, поскольку самолет нестабилен за пределами нормального сваливания и требует немедленных действий для его остановки. Потеря подъемной силы вызывает высокие скорости снижения, которые вместе с низкой поступательной скоростью при нормальном сваливании дают высокую скорость снижения с небольшим или нулевым вращением самолета. ^[50] BAC 1-11 G-ASHG во время летных испытаний сваливания до того, как тип был модифицирован для предотвращения состояния глубокого сваливания, снижался со скоростью более 10 000 футов в минуту (50 м/с) и ударился о землю в плоском положении, продвинувшись всего на 70 футов (20 м) вперед после первоначального удара. ^[50] Рисунки, показывающие, как след крыла покрывает хвост, могут ввести в заблуждение, если они подразумевают, что глубокий сваливание требует большого угла корпуса. Тейлор и Рэй ^[51] показывают, что положение самолета в глубоком сваливании относительно плоское, даже меньше, чем во время нормального сваливания, с очень большими отрицательными углами траектории полета. ${\textstyle \alpha }$ ${\textstyle \alpha }$

Эффекты, похожие на глубокий свал, были известны тем, что случались на некоторых конструкциях самолетов до того, как был введен этот термин. Прототип Gloster Javelin ( серийный WD808 ) был потерян в результате крушения 11 июня 1953 года из-за «запертого» сваливания. ^[52] Однако Уотертон ^[53] утверждает, что триммер хвостового оперения оказался неправильным способом восстановления. Проводились испытания управляемости на низкой скорости для оценки нового крыла. ^[53] Handley Page Victor XL159 был потерян из-за «устойчивого сваливания» 23 марта 1962 года. ^[54] Он пролетал над фиксированной опущенной передней кромкой, при этом испытанием было заход на посадку в режиме сваливания, посадочная конфигурация, центр G сзади. Тормозной парашют не был выпущен, так как он мог помешать эвакуации заднего экипажа. ^[55]

Название «глубокий свал» впервые вошло в широкое употребление после крушения прототипа BAC 1-11 G-ASHG 22 октября 1963 года, в результате которого погиб его экипаж. ^[56] Это привело к изменениям в самолете, включая установку вибратора ручки (см. ниже), чтобы четко предупреждать пилота о надвигающемся сваливании. В настоящее время вибраторы ручки являются стандартной частью коммерческих авиалайнеров. Тем не менее, эта проблема продолжает вызывать аварии; 3 июня 1966 года самолет Hawker Siddeley Trident (G-ARPY) был потерян из-за глубокого сваливания ; ^[57] глубокий свал, как предполагается, стал причиной другого крушения самолета Trident ( рейс 548 G-ARPI авиакомпании British European Airways ) — известного как «катастрофа Стейнса» — 18 июня 1972 года, когда экипаж не заметил условий и отключил систему вывода из сваливания. ^[58] 3 апреля 1980 года прототип бизнес-джета Canadair Challenger потерпел крушение после первоначального входа в глубокий сваливание с высоты 17 000 футов и загорания обоих двигателей. Он вышел из глубокого сваливания после раскрытия противоштопорного парашюта, но разбился, не сумев вовремя сбросить парашют или повторно запустить двигатели. Один из летчиков-испытателей не смог вовремя покинуть самолет и погиб. ^[59] 26 июля 1993 года самолет Canadair CRJ-100 был потерян во время летных испытаний из-за глубокого сваливания. ^[60] Сообщалось, что Boeing 727 вошел в глубокий сваливание во время летных испытаний, но пилот смог раскачать самолет до все более высоких углов крена, пока нос наконец не провалился и нормальная реакция управления не была восстановлена. ^[61] Крушение рейса 708 West Caribbean Airways в 2005 году также было приписано глубокому сваливанию.

Глубокий свал может произойти при, казалось бы, нормальном положении тангажа, если самолет снижается достаточно быстро. ^[62] Воздушный поток идет снизу, поэтому угол атаки увеличивается. Ранние предположения о причинах крушения рейса Air France 447 обвиняли в этом неустранимый глубокий свал, поскольку он снижался в почти плоском положении (15°) при угле атаки 35° или более. Однако он удерживался в сваленном планировании пилотами, которые держали нос поднятым на фоне всей путаницы того, что на самом деле происходило с самолетом. ^[63]

Самолеты с конфигурацией «утка» также подвержены риску попадания в глубокий свал. Два самолета Velocity потерпели крушение из-за заблокированных глубоких свалов. ^[64] Испытания показали, что добавление манжет передней кромки на внешнее крыло предотвратило попадание самолета в глубокий свал. Piper Advanced Technologies PAT-1, N15PT, еще один самолет с конфигурацией «утка», также потерпел крушение в результате аварии, приписываемой глубокому свалу. ^[65] Испытания конструкции в аэродинамической трубе в Исследовательском центре NASA Langley показали, что она уязвима для глубокого сваливания. ^[66]

В начале 1980-х годов планер Schweizer SGS 1-36 был модифицирован для программы управляемого полета с глубоким срывом потока воздуха NASA. [ ^67]

Концевой ларек

Стреловидность и конусность крыла вызывают сваливание на кончике крыла перед корнем. Положение стреловидного крыла вдоль фюзеляжа должно быть таким, чтобы подъемная сила от корня крыла, значительно впереди центра тяжести самолета (ЦТ), должна быть уравновешена кончиком крыла, значительно позади ЦТ ^[68] Если кончик сваливается первым, баланс самолета нарушается, вызывая опасный подъем носа . Стреловидные крылья должны включать в себя функции, которые предотвращают подъем тангажа, вызванный преждевременным сваливанием кончика.

Стреловидное крыло имеет более высокий коэффициент подъемной силы на внешних панелях, чем на внутреннем крыле, заставляя их сначала достигать максимальной подъемной силы и срываться первыми. Это вызвано рисунком скоса потока, связанным со стреловидными/коническими крыльями. ^[69] Чтобы отсрочить срыв конца крыла, внешнее крыло подвергается смыву для уменьшения угла атаки. Корень также может быть модифицирован с помощью подходящей передней кромки и аэродинамического профиля, чтобы гарантировать срыв до конца. Однако при выходе за пределы угла срыва конца крыла его конец все равно может полностью срываться до внутреннего крыла, несмотря на первоначальное разделение, происходящее внутри. Это вызывает подъем тангажа после срыва и вход в суперсрыв на тех самолетах с характеристиками суперсрыва. ^[70] Поток пограничного слоя по размаху также присутствует на стреловидных крыльях и вызывает срыв конца. Количество воздуха пограничного слоя, протекающего снаружи, можно уменьшить, создавая вихри с помощью устройства передней кромки, такого как ограждение, выемка, зуб пилы или набор вихрегенераторов за передней кромкой. ^[71]

Устройства оповещения и безопасности

Самолеты с фиксированным крылом могут быть оснащены устройствами, позволяющими предотвратить или отсрочить сваливание или сделать его менее (а в некоторых случаях и более) серьезным, а также облегчить вывод из него.

• Аэродинамическое закручивание может быть введено в крыло с передней кромкой около законцовки крыла, закрученной вниз. Это называется вымыванием и приводит к срыву корня крыла раньше, чем законцовки крыла. Это делает срыв мягким и прогрессивным. Поскольку срыв задерживается на законцовках крыла, где находятся элероны , управление креном сохраняется, когда начинается срыв.
• Полоска сваливания — это небольшое устройство с острым краем, которое, будучи прикреплено к передней кромке крыла, побуждает сваливание начинаться там, а не в любом другом месте на крыле. Если она прикреплена близко к основанию крыла, она делает сваливание мягким и прогрессирующим; если она прикреплена около законцовки крыла, она побуждает самолет опускать крыло при сваливании.
• Ограждение сваливания представляет собой плоскую пластину в направлении хорды , которая препятствует распространению оторванного потока вдоль крыла ^[72]
• Генераторы вихрей , крошечные полоски металла или пластика, размещенные на верхней части крыла около передней кромки, которые выступают за пограничный слой в свободный поток. Как следует из названия, они активизируют пограничный слой, смешивая свободный поток воздуха с потоком пограничного слоя, тем самым создавая вихри, это увеличивает импульс в пограничном слое. Увеличивая импульс пограничного слоя, можно задержать отрыв воздушного потока и возникающий в результате срыв потока.
• Противосрывной пояс представляет собой расширение передней кромки крыла , создающее вихрь на верхней поверхности крыла для задержки сваливания.
• Толкатель ручки — это механическое устройство, которое не позволяет пилоту сваливать самолет. Он толкает рычаг управления рулем высоты вперед по мере приближения к сваливанию, что приводит к уменьшению угла атаки. В общем смысле толкатель ручки известен как устройство идентификации сваливания или система идентификации сваливания . ^[73]
• Устройство для встряхивания ручки управления — это механическое устройство, которое встряхивает органы управления пилота, предупреждая о начале сваливания.
• Предупреждение о сваливании — это электронное или механическое устройство, которое издает звуковой сигнал при приближении скорости сваливания. Большинство самолетов содержат некоторую форму этого устройства, которое предупреждает пилота о надвигающемся сваливании. Простейшим из таких устройств является звуковой сигнал предупреждения о сваливании , который состоит либо из датчика давления , либо из подвижной металлической пластины, которая активирует переключатель и в ответ выдает звуковой сигнал.
• Индикатор угла атаки для легких самолетов, "AlphaSystemsAOA" и почти идентичный " индикатор запаса подъемной силы ", оба являются приборами перепада давления, которые отображают запас над сваливанием и/или угол атаки на мгновенном, непрерывном считывании. General Technics CYA-100 отображает истинный угол атаки с помощью магнитно-связанного лопасти. Индикатор AOA обеспечивает визуальное отображение величины доступной подъемной силы на всем протяжении его диапазона низкой скорости независимо от множества переменных, которые действуют на самолет. Этот индикатор немедленно реагирует на изменения скорости, угла атаки и ветровых условий и автоматически компенсирует вес самолета, высоту и температуру.
• Ограничитель угла атаки или «альфа-ограничитель» — это бортовой компьютер, который автоматически предотвращает превышение самолетом угла сваливания под воздействием пилота. Некоторые альфа-ограничители могут быть отключены пилотом.

Системы предупреждения о сваливании часто используют входные данные от широкого спектра датчиков и систем, включая специальный датчик угла атаки.

Блокировка, повреждение или неисправность датчиков сваливания и угла атаки (AOA) могут привести к ненадежности предупреждения о сваливании и вызвать сбой в работе толкателя ручки, предупреждения о превышении скорости, автопилота и демпфера рыскания. ^[74]

Если для управления тангажом используется передняя утка , а не хвостовая часть, утка спроектирована так, чтобы встречать воздушный поток под немного большим углом атаки, чем крыло. Поэтому, когда тангаж самолета увеличивается ненормально, утка обычно сваливается первой, заставляя нос опускаться и, таким образом, не давая крылу достичь своего критического AOA. Таким образом, риск сваливания основного крыла значительно снижается. Однако, если сваливается основное крыло, восстановление становится затруднительным, так как утка сваливается глубже, и угол атаки быстро увеличивается. ^[75]

Если используется хвостовое оперение, крыло рассчитано на сваливание перед хвостом. В этом случае крыло может летать с более высоким коэффициентом подъемной силы (ближе к сваливанию), чтобы производить большую общую подъемную силу.

Большинство военных боевых самолетов имеют индикатор угла атаки среди приборов пилота, который позволяет пилоту точно знать, насколько близко к точке сваливания находится самолет. Современные приборы авиалайнеров также могут измерять угол атаки, хотя эта информация может не отображаться напрямую на дисплее пилота, а управлять индикатором предупреждения о сваливании или передавать информацию о производительности на бортовой компьютер (для систем управления по проводам).

Полет за пределы стойла

При сваливании крыла эффективность элеронов снижается, что затрудняет управление самолетом и увеличивает риск штопора. После сваливания устойчивый полет за пределами угла сваливания (где коэффициент подъемной силы наибольший) требует тяги двигателя для замены подъемной силы, а также альтернативных средств управления для замены потери эффективности элеронов. Кратковременные сваливания при 90–120° (например, кобра Пугачева ) иногда выполняются на авиашоу. ^[76] Самый высокий угол атаки в устойчивом полете, продемонстрированный до сих пор, составил 70° у X-31 в Исследовательском центре полетов Драйдена . ^[77] Устойчивый полет после сваливания является типом сверхманевренности .

Спойлеры

За исключением летной подготовки, испытаний самолетов и высшего пилотажа , сваливание обычно является нежелательным событием. Однако интерцепторы (иногда называемые гасителями подъема) — это устройства, которые намеренно развертываются для создания тщательно контролируемого разделения потока над частью крыла самолета, чтобы уменьшить создаваемую им подъемную силу, увеличить сопротивление и позволить самолету снижаться быстрее, не набирая скорости. ^[78] интерцепторы также развертываются асимметрично (только одно крыло) для улучшения управления креном. интерцепторы также могут использоваться при прерванных взлетах и ​​после контакта основного колеса при посадке, чтобы увеличить вес самолета на колесах для лучшего торможения.

В отличие от самолетов с двигателем, которые могут контролировать спуск, увеличивая или уменьшая тягу, планеры должны увеличивать сопротивление, чтобы увеличить скорость спуска. В высокопроизводительных планерах для управления подходом к посадке широко используется раскрытие интерцепторов.

Спойлеры также можно рассматривать как «ограничители подъемной силы», поскольку они уменьшают подъемную силу крыла, в котором находится спойлер. Например, неконтролируемый крен влево можно обратить вспять, подняв спойлер правого крыла (или только несколько спойлеров, имеющихся в крыльях больших авиалайнеров). Это имеет то преимущество, что не нужно увеличивать подъемную силу в крыле, которое опускается (что может приблизить это крыло к сваливанию).

История

Немецкий летчик Отто Лилиенталь погиб во время полета в 1896 году в результате сваливания. Уилбур Райт впервые столкнулся со сваливанием в 1901 году, когда летал на своем втором планере. Осознание несчастного случая Лилиенталя и опыт Уилбура побудили братьев Райт спроектировать свой самолет в конфигурации « утка ». Это якобы делало выход из сваливания более легким и мягким. Такая конструкция якобы не раз спасала братьям жизнь. ^[79] Хотя конфигурации «утка» без тщательного проектирования могут фактически сделать сваливание непреодолимым. ^[80]

Инженер-авиаконструктор Хуан де ла Сиерва работал над своим проектом " Автожир ", чтобы разработать винтокрылый летательный аппарат , который, как он надеялся, не сможет сваливаться и который, следовательно, будет безопаснее самолетов. Разрабатывая получившийся " автожир ", он решил множество инженерных проблем, которые сделали возможным создание вертолета .

Смотрите также

Статьи

• Безопасность полетов
• Уголок гроба (аэродинамика)
• Остановка компрессора
• Коэффициент подъемной силы
• Вращение (полет)
• Спойлер (воздухоплавание)
• Поворот крыла

Известные аварии

• Испытательная авария самолета BAC One-Eleven 1963 года
• Крушение самолета «Фелторп Трайдент» в 1966 году
• Рейс 548 British European Airways
• Рейс 140 авиакомпании China Airlines
• Рейс 676 авиакомпании China Airlines
• Рейс 691 авиакомпании Yeti Airlines
• Рейс 447 авиакомпании Air France
• Рейс 3407 авиакомпании Colgan Air
• Рейс Turkish Airlines 1951 г.
• Индонезия, рейс 8501 авиакомпании AirAsia ^[81]
• Рейс 708 авиакомпании West Caribbean Airways
• Рейс 6231 авиакомпании Northwest Orient Airlines
• Рейс 2283 компании Voepass Linhas Aéreas

Примечания

1. Крейн, Дейл: Словарь авиационных терминов, третье издание , стр. 486. Aviation Supplies & Academics, 1997. ISBN  1-56027-287-2
2. Бенджамин Гал-Ор, Vectored Propulsion, Supermaneuverability, and Robot Aircraft , Springer Verlag, 1990, ISBN 0-387-97161-0 , ISBN 3-540-97161-0  
3. Отчет ВВС США и НАТО RTO-TR-015 AC/323/(HFM-015)/TP-1 (2001)
4. Клэнси, Л.Дж., Аэродинамика , Раздел 5.7.
5. Дизайн для воздушного боя , Рэй Уитфорд 1987, Jane's Publishing Company limited, ISBN 0 7106 04262 , стр. 15 
6. Понимание аэродинамики – аргументация с точки зрения реальной физики , Дуг Маклин 2013, John Wiley & Sons Ltd., ISBN 978-1-119-96751-4 , стр. 322 
7. "Архивная копия". Архивировано из оригинала 6 марта 2019 года . Получено 3 марта 2019 года .{{cite web}}: CS1 maint: архивная копия как заголовок ( ссылка )
8. Управление большими самолетами – Третье издание, Д. П. Дэвис, Управление гражданской авиации, стр. 113–115
9. Конструкция самолета , Даррол Стинтон 1983, BSP Professional Books, ISBN 0-632-01877-1 , стр. 464 
10. "Архивная копия". Архивировано из оригинала 6 марта 2019 года . Получено 3 марта 2019 года .{{cite web}}: CS1 maint: архивная копия как заголовок ( ссылка )
11. Кац, Дж.; Плоткин, А. (2001). Аэродинамика малых скоростей: от теории крыла к панельным методам . Cambridge University Press. стр. 525.
12. Клэнси, Л.Дж., Аэродинамика , разделы 5.28 и 16.48.
13. Андерсон, Дж. Д., История аэродинамики , стр. 296–311.
14. FAA Airplane flight guidebook ISBN 978-1-60239-003-4 Глава 4, стр. 7 
15. 14 CFR часть 61
16. Федеральные авиационные правила, часть 25, раздел 201
17. FAA Руководство по летной эксплуатации самолета ISBN 978-1-60239-003-4 Глава 4, стр. 12–16 
18. 14 CFR часть 23
19. FAA Руководство по летной эксплуатации самолета ISBN 978-1-60239-003-4 Глава 4, стр. 11–12 
20. FAA Airplane flight guidebook ISBN 978-1-60239-003-4 Глава 4, стр. 9 
21. Tester Zero One – The making Of A Test Pilot, Wg. Cdr. JA "Robby" Robinson AFC, FRAeS, RAF (в отставке) 2007, Old Forge Publishing, ISBN 978-1-906183-00-4 , стр. 93 
22. Управление большими самолетами – Третье издание 1971, DPDavies, Управление гражданской авиации, стр. 113
23. Летчик-испытатель, Брайан Трабшоу с Салли Эдмондсон 1998, Sutton Publishing, ISBN 0 7509 1838 1 , стр.165 
24. Лангевише, Вольфганг (1972). Палка и руль . МакГроу Хилл. стр. 18–21. ISBN 9780070362406.
25. "Pilot's Handbook of Aeronautical Knowledge – Chapter 4" (PDF) . Федеральное управление гражданской авиации . Архивировано из оригинала (PDF) 4 сентября 2013 года . Получено 13 марта 2014 года .
26. Дэвис, Дэвид П. (1971). Управление большими реактивными самолетами: объяснение существенных различий в летных качествах реактивных транспортных самолетов и поршневых транспортных самолетов, а также некоторые другие аспекты управления реактивными транспортными самолетами (3-е изд.). Совет по регистрации воздушных судов. ISBN 0903083019.
27. FAA (25 сентября 2000 г.). "Advisory Circular" (PDF) . rgl.faa.gov . Архивировано (PDF) из оригинала 3 ноября 2021 г. . Получено 14 марта 2022 г. .
28. Летные испытания самолетов с фиксированным крылом . Ральф Д. Кимберлин ISBN 978-1-56347-564-1 
29. Брэндон, Джон. "Воздушная скорость и свойства воздуха". Recreational Aviation Australia Inc. Архивировано из оригинала 31 июля 2008 года . Получено 9 августа 2008 года .
30. Clancy, LJ, Аэродинамика , Раздел 5.22
31. Маккормик, Барнс В. (1979), Аэродинамика, воздухоплавание и механика полета , стр. 464, John Wiley & Sons, Нью-Йорк ISBN 0-471-03032-5 
32. Клэнси, Л.Дж., Аэродинамика , разделы 5.8 и 5.22.
33. Клэнси, Л.Дж., Аэродинамика , Уравнение 14.11
34. Маккормик, Барнс В. (1979), Аэродинамика, воздухоплавание и механика полета , Уравнение 7.57
35. "Stall speed" (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 18 августа 2011 года.
36. "Часть 23 – Стандарты летной годности: §23.203 Полет с поворотом и сваливание с ускоренным поворотом". Федеральное управление гражданской авиации . Февраль 1996 г. Архивировано из оригинала 5 мая 2009 г. Получено 18 февраля 2009 г.
37. Коллинз, Майк (1 сентября 2018 г.). «Сохранение пропеллеров в рабочем состоянии: проводимое раз в два года мероприятие поддерживает навыки пилота mu-2 и товарищество». AOPA Pilot . Получено 12 ноября 2019 г.
38. Бухнер, А. Дж.; Сория, Дж. (2015). «Измерения потока, вызванного быстро качающейся пластиной, с использованием PIV с высоким разрешением и временным разрешением». Аэрокосмическая наука и технологии . 44 : 4–17. doi :10.1016/j.ast.2014.04.007.
39. Халифа, Набиль М.; Резаи, Амир С.; Таха, Хайтем Э. (2021). «Сравнение эффективности различных моделей турбулентности при прогнозировании динамического срыва». Форум AIAA Scitech 2021 : 1651. doi :10.2514/6.2021-1651. ISBN 978-1-62410-609-5. S2CID  234321807.
40. "Dynamic Stall, Unsteady Aerodynamics". Архивировано из оригинала 29 декабря 2007 года . Получено 25 марта 2016 года .{{cite web}}: CS1 maint: неподходящий URL ( ссылка )
41. Бюхнер, А. Дж.; Сория, Дж.; Хоннери, Д.; Смитс, А. Дж. (2018). «Динамический срыв в ветровых турбинах с вертикальной осью: масштабирование и топологические соображения». Журнал механики жидкости . 841 : 746–66. Bibcode : 2018JFM...841..746B. doi : 10.1017/jfm.2018.112 . S2CID  126033643.
42. Бертон, Тони; Дэвид Шарп; Ник Дженкинс; Эрвин Боссани (2001). Справочник по ветроэнергетике. John Wiley and Sons. стр. 139. ISBN 978-0-471-48997-9.
43. "Что такое супер-столлер?". Aviationshop . Архивировано из оригинала 13 октября 2009 г. Получено 2 сентября 2009 г.
44. «Особенности аэродинамического дизайна DC-9» Шевелл и Шауфеле, J. Aircraft, т. 3, № 6, ноябрь–декабрь 1966 г., стр. 518.
45. Тейлор, Роберт Т. и Эдвард Дж. Рэй (15 ноября 1965 г.). «Систематическое исследование факторов, способствующих продольной устойчивости после срыва конфигураций транспортных крыльев с Т-образным хвостом» (PDF) . Исследовательский центр NASA Langley : 9 . Получено 24 сентября 2018 г. .
46. Тейлор, Энтони «Тони» П. Системный подход к системам восстановления парашюта со штопором/сваливанием – обновление за пять лет (PDF) (Технический отчет). Irvin Aerospace. Архивировано из оригинала (PDF) 4 марта 2016 г. Получено 15 декабря 2015 г.
47. "Архивная копия" (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 20 января 2015 года . Получено 18 декабря 2015 года .{{cite web}}: CS1 maint: архивная копия как заголовок ( ссылка )
48. «Управление на низкой скорости с особым упором на суперсваливание». Трабшоу, Приложение III в «Пилоте-испытателе Трабшоу» Трабшоу и Эдмондсон, Sutton Publishing 1998, ISBN 0 7509 1838 1 , стр. 166. 
49. "Прикладная аэродинамика в компании Douglas Aircraft Company — историческая перспектива". Роджер Д. Шауфеле, 37-я конференция и выставка AIAA Aerospace Sciences, 11–14 января 1999 г./Рино, Невада. Рис. 26. Моменты тангажа при глубоком срыве.
50. «Отчет об аварии № EW/C/039, Приложение IV в «Летчике-испытателе Трабшоу». Трабшоу и Эдмондсон, Sutton Publishing 1998, ISBN 0 7509 1838 1 , стр. 182. 
51. Тейлор, Роберт Т. и Эдвард Дж. Рэй (15 ноября 1965 г.). «Систематическое исследование факторов, способствующих продольной устойчивости после срыва конфигураций транспортных крыльев с Т-образным хвостом» (PDF) . Исследовательский центр NASA Langley : 20 . Получено 24 сентября 2018 г.
52. ASN Wikibase Occurrence # 20519. Получено 4 сентября 2011 г.
53. "Быстрый и мертвый". WA Waterton, Frederick Mueller, London 1956, стр. 216.
54. История двух победителей. Архивировано 22.03.2012 на Wayback Machine . Получено 4 сентября 2011 г.
55. "The Handley Page Victor Volume 2". Роджер Р. Брукс, Pen & Sword Aviation 2007, ISBN 978 1 84415 570 5 , стр. 250. 
56. «Отчет об аварии самолета BAC One-Eleven G-ASHG в Крэтт-Хилл, недалеко от Чиклейда, Уилтшир, 22 октября 1963 года», Министерство авиации CAP 219, 1965.
57. "ASN Авария самолета Hawker Siddeley HS-121 Trident 1C G-ARPY Felthorpe". Aviation-safety.net. 3 июня 1966 г. Получено 2 апреля 2013 г.
58. Отчет AIB 4/73, стр. 54.
59. «Winging It: Создание Canadair Challenger». Стюарт Логи, Macmillan Canada 1992, ISBN 0-7715-9145-4 , стр. 169. 
60. "ASN Авария самолета Canadair CL-600-2B19 Regional Jet CRJ-100 C-FCRJ Байерс, Канзас". Aviation-safety.net. 26 июля 1993 г. Получено 2 апреля 2013 г.
61. Роберт Богаш. "Deep Stalls" . Получено 4 сентября 2011 г.
62. Справочник по полетам самолетов (FAA-H-8083-3B), глава 15, стр. 15–13.
63. Питер Гаррисон (1 июня 2011 г.). «Air France 447: был ли глубокий свал?». Полет .
64. Кокс, Джек, Скорость... Решение загадки глубокого срыва , EAA Sport Aviation, июль 1991 г., стр. 53–59.
65. ASN Wikibase Occurrence # 10732. Получено 4 сентября 2011 г.
66. Уильямс, Л. Дж.; Джонсон, Дж. Л. младший и Йип, Л. П., Некоторые аэродинамические соображения для усовершенствованных конфигураций самолетов , статья AIAA 84-0562, январь 1984 г.
67. Индекс Schweizer-1-36: Контактный лист фотогалереи Schweizer SGS 1–36. Архивировано 29 мая 2008 г. на Wayback Machine .
68. "Архивная копия". Архивировано из оригинала 7 марта 2019 года . Получено 6 марта 2019 года .{{cite web}}: CS1 maint: архивная копия как заголовок ( ссылка )
69. Основы полета – Второе издание, Ричард С. Шевелл, Prentice Hall 1983, ISBN 0-13-339060-8 , стр.244 
70. Управление большими самолетами – Третье издание, DPDavies, Управление гражданской авиации, стр. 121
71. Flightwise – Принципы полета самолета, Крис Карпентер 1996, Airlife Publishing Ltd., ISBN 1 85310 719 0 , стр.369 
72. "Ограждения стойл и вихревые генераторы". Архивировано из оригинала 8 мая 2009 года . Получено 25 апреля 2009 года .
73. Федеральное управление гражданской авиации США , Информационный циркуляр 25-7A . Руководство по летным испытаниям для сертификации самолетов транспортной категории , пункт 228.
74. "Harco Probes Still Cousing Eclipse Airspeed Problems". Архивировано из оригинала 26 сентября 2008 года . Получено 4 октября 2008 года .
75. "Устойчивость и управление самолетом" Малкольма Дж. Абзуга, Э. Юджина Ларраби. Глава 17. ISBN 0-521-80992-4 . 
76. Ace (24 декабря 2006 г.). «Маневр кобры Пугачева». Любители авиации . Архивировано из оригинала 9 июня 2015 г.
77. "X-31 EC94-42478-3: X-31 под большим углом атаки". Архивировано из оригинала 22 апреля 1999 года.
78. "Спойлеры". NASA, Glenn Research Center .
79. "Проектирование планера Райт 1900 года". Братья Райт . Архивировано из оригинала 27 сентября 2011 года.
80. Удрис, Алекс (14 августа 2014 г.). «Что такое утки и почему их нет у большего количества самолетов?». Boldmethod . Архивировано из оригинала 4 мая 2021 г. Получено 27 июня 2021 г.
81. "Рейс AirAsia QZ8501 'набрал высоту слишком быстро'". BBC. 20 января 2015 г. Получено 21 января 2015 г.

Ссылки

• Отчет ВВС США и НАТО RTO-TR-015 AC/323/(HFM-015)/TP-1 (2001 г.)
• Андерсон, Дж. Д., История аэродинамики (1997). Издательство Кембриджского университета. ISBN 0-521-66955-3 
• Федеральное управление гражданской авиации (2007). «Медленный полет, сваливание и штопор». Airplane Flying Handbook (2-е изд.). Нью-Йорк: Skyhorse Publishing. С. 4-1 по 4-16. ISBN 978-1-60239-003-4.
• LJ Clancy (1975), Аэродинамика , Pitman Publishing Limited, Лондон. ISBN 0-273-01120-0 
• Стенгель, Р. (2004), Динамика полета , Издательство Принстонского университета, ISBN 0-691-11407-2