Срыв (гидродинамика)

Резкое снижение подъемной силы из-за отрыва потока

Воздушный поток отрывается от профиля при большом угле атаки , как это происходит при сваливании.

В гидродинамике сваливание — это уменьшение коэффициента подъемной силы , создаваемого крылом по мере увеличения угла атаки . ^[1] Это происходит при превышении критического угла атаки крыла. Критический угол атаки обычно составляет около 15°, но он может значительно варьироваться в зависимости от жидкости , фольги и числа Рейнольдса .

Сваливание в полете с неподвижным крылом часто проявляется как внезапное снижение подъемной силы, когда пилот увеличивает угол атаки крыла и превышает его критический угол атаки (что может быть связано с замедлением ниже скорости сваливания в горизонтальном полете). Сваливание не означает, что двигатель(и) перестали работать или что самолет перестал двигаться — эффект тот же, даже у планера без двигателя . Векторизованная тяга в самолетах используется для поддержания высоты или управляемого полета со сваленными крыльями путем замены потерянной подъемной силы крыла тягой двигателя или винта , тем самым создавая технологию после сваливания. ^{[2] [3]}

Поскольку сваливания чаще всего обсуждаются в связи с авиацией , в этой статье сваливания обсуждаются применительно к самолетам, в частности к самолетам . Обсуждаемые здесь принципы срыва применимы и к фольге в других жидкостях.

Формальное определение

Формирование сваливания

Сваливание — это состояние в аэродинамике и авиации, при котором, если угол атаки самолета превышает определенную точку, подъемная сила начинает уменьшаться. Угол, при котором это происходит, называется критическим углом атаки . Если угол атаки превышает критическое значение, подъемная сила уменьшается и самолет снижается, что еще больше увеличивает угол атаки и приводит к дальнейшей потере подъемной силы. Критический угол атаки зависит от сечения или профиля крыла, его формы в плане , удлинения и других факторов, но обычно для большинства случаев находится в диапазоне от 8 до 20 градусов относительно набегающего ветра ( относительного ветра ). дозвуковые профили. Критический угол атаки — это угол атаки на кривой зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки (Cl~альфа), при которой достигается максимальный коэффициент подъемной силы. ^[4]

Остановка вызвана отрывом потока , который, в свою очередь, вызван движением воздуха против возрастающего давления. Уитфорд ^[5] описывает три типа сваливания: с задней кромкой, с передней кромкой и с тонким аэродинамическим профилем, каждый из которых имеет отличительные особенности класса C-альфа. При срыве задней кромки отрыв начинается при небольших углах атаки вблизи задней кромки крыла, в то время как остальная часть потока над крылом остается прикрепленной. По мере увеличения угла атаки разделенные области на вершине крыла увеличиваются в размерах по мере продвижения отрыва потока вперед, и это ограничивает способность крыла создавать подъемную силу. Об этом свидетельствует уменьшение наклона подъемной силы на кривой Cl-альфа, когда подъемная сила приближается к своему максимальному значению. Оторвавшийся поток обычно вызывает бафтинг. ^[6] За пределами критического угла атаки отрывной поток настолько преобладает, что дополнительное увеличение угла атаки приводит к падению подъемной силы по сравнению с ее пиковым значением.

Поршневые двигатели и первые реактивные транспортные средства имели очень хорошее поведение при сваливании с предупреждением о тряске перед сваливанием и, если его игнорировать, прямым опусканием носа для естественного выхода из строя. Изменения в крыле, произошедшие с появлением турбовинтовых двигателей, привели к неприемлемому сваливанию. Передовые разработки в области крыльев с большой подъемной силой, а также внедрение задних двигателей и высокорасположенного хвостового оперения на реактивных транспортных средствах следующего поколения также привели к неприемлемому сваливанию. 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 затраты на разработку предупреждающих устройств, таких как встряхиватели и встряхиватели. устройства для автоматического обеспечения адекватного наклона носа вниз, такие как толкатели ручки. ^[8]

Когда средний угол атаки крыльев выходит за пределы сваливания , может развиться штопор , представляющий собой авторотацию заглохшего крыла. Вращение следует за отклонениями в крене, рыскании и тангаже от сбалансированного полета. Например, крен естественным образом демпфируется при неудержанном крыле, но при остановленном крыле демпфирующий момент заменяется толкающим моментом. ^{[9] [10]}

Изменение подъемной силы в зависимости от угла атаки

Пример взаимосвязи между углом атаки и подъемной силой на изогнутом профиле крыла. Точное соотношение обычно измеряется в аэродинамической трубе и зависит от сечения профиля. Отношение 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 бормотания»). В данном случае этот угол составляет 17,5 градусов, но он варьируется от профиля к профилю. В частности, для аэродинамически толстых профилей (отношение толщины к хорде около 10%) критический угол выше, чем для тонкого профиля с таким же развалом . Симметричные профили имеют меньшие критические углы (но также эффективно работают в перевернутом полете). На графике видно, что по мере того, как угол атаки превышает критический, подъемная сила, создаваемая профилем, уменьшается.

Информация на графике такого типа собирается с использованием модели профиля крыла в аэродинамической трубе . Поскольку обычно используются модели самолетов, а не полноразмерные машины, необходимо уделять особое внимание тому, чтобы данные были взяты в том же режиме чисел Рейнольдса (или масштабной скорости), что и в свободном полете. Отрыв потока от верхней поверхности крыла при больших углах атаки при малых числах Рейнольдса сильно отличается от такового при высоких числах Рейнольдса реальных самолетов. В частности, при высоких числах Рейнольдса поток имеет тенденцию оставаться прикрепленным к аэродинамическому профилю дольше, поскольку силы инерции доминируют над силами вязкости, которые ответственны за отрыв потока, что в конечном итоге приводит к аэродинамическому срыву. По этой причине результаты в аэродинамической трубе, полученные на более низких скоростях и на моделях меньшего масштаба реальных аналогов, часто имеют тенденцию переоценивать аэродинамический угол атаки сваливания. ^[11] Аэродинамические трубы высокого давления являются одним из решений этой проблемы.

В целом устойчивая эксплуатация самолета при угле атаки выше критического угла невозможна, поскольку после превышения критического угла потеря подъемной силы крыла приводит к падению носовой части самолета, снова уменьшая угол атаки. . Такое падение носа, независимое от управляющих сигналов, указывает на то, что пилот фактически остановил самолет. ^{[12] [13]}

На этом графике показан угол сваливания, однако на практике в большинстве руководств по эксплуатации пилотов (POH) или общих руководствах по летной эксплуатации сваливание описывается с точки зрения воздушной скорости . Это связано с тем, что все самолеты оснащены индикатором воздушной скорости , но меньше самолетов имеют индикатор угла атаки. 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.

По мере снижения скорости угол атаки должен увеличиваться, чтобы поддерживать постоянную подъемную силу до тех пор, пока не будет достигнут критический угол. Воздушная скорость, при которой достигается этот угол, представляет собой скорость сваливания самолета (1g, без ускорения) в этой конкретной конфигурации. Выпуск закрылков /предкрылков уменьшает скорость сваливания, позволяя самолету взлетать и приземляться на более низкой скорости.

Аэродинамическое описание

Самолеты

Самолет можно заставить свалиться при любом положении тангажа или угла крена или на любой воздушной скорости , но обычно практикуется преднамеренное сваливание путем снижения скорости до скорости сваливания без ускорения на безопасной высоте. Скорость сваливания без ускорения (1g) различается на разных самолетах и ​​обозначается цветовыми кодами на индикаторе воздушной скорости . Поскольку самолет летит с такой скоростью, угол атаки необходимо увеличить, чтобы предотвратить потерю высоты или увеличение воздушной скорости (что соответствует углу сваливания, описанному выше). Пилот заметит, что органы управления полетом стали менее отзывчивыми, а также может заметить некоторую тряску, возникающую в результате попадания турбулентного воздуха, отделяющегося от крыла, в хвост самолета.

У большинства легких самолетов при достижении сваливания самолет начинает снижаться (поскольку крыло больше не создает достаточной подъемной силы, чтобы выдерживать вес самолета), и нос наклоняется вниз. Выход из сваливания включает опускание носовой части самолета для уменьшения угла атаки и увеличения скорости воздуха до восстановления плавного обтекания крыла. Обычный полет можно возобновить после завершения восстановления. ^[14] Обычно этот маневр вполне безопасен и при правильном выполнении приводит лишь к небольшой потере высоты (20–30 м/66–98 футов). Этому обучают и практикуют, чтобы пилоты могли распознавать, избегать и восстанавливаться после сваливания самолета. ^[15] Пилот должен продемонстрировать компетентность в управлении воздушным судном во время и после сваливания для сертификации в Соединенных Штатах, ^[16] и это обычный маневр для пилотов, когда они знакомятся с управлением самолетом незнакомого типа. Единственный опасный аспект сваливания – это отсутствие высоты для выхода из него.

Начальное вращение и восстановление

Особая форма асимметричного сваливания, при которой самолет также вращается вокруг своей оси рыскания, называется вращением . Вращение может произойти, если самолет заглох и к нему приложен асимметричный момент рыскания. ^[17] Этот момент рыскания может быть аэродинамическим (угол бокового скольжения, руль направления, неблагоприятное отклонение от элеронов), связанным с тягой (р-фактор, один двигатель не работает на многомоторном самолете с нецентральной тягой) или из менее вероятных источников, таких как как сильная турбулентность. Конечным результатом является то, что одно крыло останавливается раньше другого, и самолет быстро снижается во время вращения, и некоторые самолеты не могут выйти из этого состояния без правильных действий пилота (которые должны остановить рыскание) и загрузки. ^[18] Новое решение проблемы сложного (или невозможного) выхода из сваливания обеспечивается системой восстановления баллистического парашюта .

Наиболее распространенные сценарии сваливания возникают при взлете ( вылете ) и во время приземления (от базового до конечного разворота) из-за недостаточной воздушной скорости во время этих маневров. Сваливание также происходит во время маневра ухода на второй круг, если пилот не реагирует должным образом на ситуацию выхода из дифферента, возникающую в результате перехода от режима малой мощности к режиму высокой мощности на низкой скорости. ^[19] Скорость сваливания увеличивается, когда поверхности крыла загрязнены льдом или инеем, что делает поверхность более шероховатой и утяжеляет планер из-за скопления льда.

Сваливание происходит не только на малых скоростях полета, но и на любой скорости, когда крылья превышают критический угол атаки. Попытка увеличить угол атаки на 1g путем перемещения колонки управления назад 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 желаемом направлении. Дальнейшее увеличение перегрузки за счет оттягивания органов управления может привести к превышению угла сваливания, даже если самолет летит на высокой скорости. ^[20] Эти «высокоскоростные сваливания» производят те же характеристики вибрации, что и сваливания с 1g, а также могут инициировать вращение, если имеется какое-либо рыскание.

Характеристики

Различные типы самолетов имеют разные характеристики сваливания, но они должны быть достаточно хорошими только для того, чтобы соответствовать конкретному органу по летной годности. Например, тяжелый грузовой корабль Short Belfast имел небольшой опущенный нос, что было приемлемо для Королевских ВВС . Когда самолеты были проданы гражданскому эксплуатанту, их пришлось оснастить толкателем рукоятки, чтобы соответствовать гражданским требованиям. ^[21] Некоторые самолеты, естественно, могут иметь очень хорошее поведение, выходящее далеко за рамки требуемых. Например, реактивные транспортные средства первого поколения описываются как имеющие безупречный опущенный нос в кабине. ^[22] Потеря подъемной силы на одном крыле приемлема при условии, что крен, в том числе при выходе из сваливания, не превышает примерно 20 градусов, или при развороте полета крен не превышает 90 градусов. ^[23] Если предупреждение перед сваливанием, сопровождаемое опусканием носа и ограниченным падением крыла, естественно, отсутствует или считается неприемлемо незначительным органом по летной годности, поведение сваливания должно быть достаточно хорошим с помощью модификаций планера или таких устройств, как вибростенд. и толкатель. Они описаны в разделе «Устройства сигнализации и безопасности».

Скорость сваливания

Конверт 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 необходим для создания подъемной силы, равной весу самолета. ^[25] По мере дальнейшего снижения скорости в какой-то момент этот угол станет равен критическому (сваливанию) углу атаки . Эта скорость называется «скоростью сваливания». Самолет, летящий со скоростью сваливания, не может набирать высоту, а самолет, летящий со скоростью сваливания, не может прекратить снижение. Любая попытка сделать это за счет увеличения угла атаки без предварительного увеличения скорости полета приведет к сваливанию.

Фактическая скорость сваливания будет варьироваться в зависимости от веса самолета, высоты, конфигурации, а также вертикального и поперечного ускорения. Поток пропеллера снижает скорость сваливания за счет подачи энергии потоку через крылья. ^{[26] : 61}

Определения скорости различаются и включают в себя:

• V _S : Скорость сваливания: скорость, на которой самолет проявляет те качества, которые считаются определяющими сваливание. ^{[26] : 8}
• V _S0 : Скорость сваливания или минимальная устойчивая скорость полета в посадочной конфигурации. ^[27] Скорость сваливания при нулевой тяге при максимально выпущенном положении закрылков. ^{[26] : 8}
• V _S1 : Скорость сваливания или минимальная устойчивая скорость полета, полученная в указанной конфигурации. ^[27] Скорость сваливания при нулевой тяге при заданном положении закрылков. ^{[26] : 8}

Указатель воздушной скорости для целей 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. Хотя скорость V _S самолета рассчитывается проектно, его скорости V _S0 и V _S1 должны быть продемонстрированы эмпирически в ходе летных испытаний. ^[28]

В ускоренном и разворотном полете

Иллюстрация сваливания в полете с поворотом, происходящего во время скоординированного поворота с постепенно увеличивающимся углом крена.

Нормальная скорость сваливания, определяемая значениями V _S , указанными выше, всегда относится к прямолинейному и горизонтальному полету, где коэффициент нагрузки равен 1g. Однако, если самолет разворачивается или выходит из пикирования, требуется дополнительная подъемная сила для обеспечения вертикального или бокового ускорения, поэтому скорость сваливания увеличивается. Ускоренный срыв – это сваливание, возникающее в таких условиях. ^[29]

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

${\displaystyle L=nW}$

где:

${\displaystyle L}$= лифт

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

${\displaystyle W}$= вес самолета

Для достижения дополнительной подъемной силы коэффициент подъемной силы и, следовательно, угол атаки должны быть выше, чем при прямолинейном и горизонтальном полете с той же скоростью. Следовательно, учитывая, что сваливание всегда происходит при одном и том же критическом угле атаки, ^[32] за счет увеличения коэффициента перегрузки (например, за счет ужесточения разворота) 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 следующей таблице приведены некоторые примеры связи между углом крена и квадратным корнем из коэффициента нагрузки. Оно вытекает из тригонометрического отношения ( секущего ) между и . ${\displaystyle L}$ ${\displaystyle W}$

Например, в развороте с углом крена 45° V _ст на 19% выше, чем V _s .

Согласно терминологии Федерального управления гражданской авиации (ФАУ), приведенный выше пример иллюстрирует так называемое сваливание в полете с разворотом , в то время как термин «ускоренный» используется для обозначения только сваливания с разворотом , то есть сваливания с разворотом, при котором воздушная скорость уменьшается с заданной скоростью. ставка. ^[36]

Ускоренное сваливание также представляет опасность для мощных винтовых самолетов, имеющих тенденцию к крену в ответ на крутящий момент двигателя . Когда такой самолет летит близко к скорости сваливания в прямолинейном и горизонтальном полете, внезапное применение полной мощности может перевернуть самолет и создать те же аэродинамические условия, которые вызывают ускоренное сваливание при полете с разворотом. Самолетом, который демонстрирует эту тенденцию к качке, является Mitsubishi MU-2 ; Пилоты этого самолета обучены избегать внезапного и резкого увеличения мощности на малой высоте и малой скорости полета, поскольку из ускоренного сваливания в этих условиях очень трудно безопасно выйти. ^[37]

Ярким примером авиакатастрофы, связанной с остановкой полета на развороте на малой высоте, является крушение B-52 на базе ВВС Фэрчайлд в 1994 году .

Типы

Динамический срыв

Динамическое сваливание — это нелинейный нестационарный аэродинамический эффект, возникающий, когда профиль крыла быстро меняет угол атаки. Быстрое изменение может привести к тому, что сильный вихрь вылетит из передней кромки аэродинамического профиля и переместится назад над крылом. ^{[38] [39]} Вихрь, содержащий высокоскоростные потоки воздуха, на короткое время увеличивает подъемную силу, создаваемую крылом. Однако как только оно проходит за задней кромкой, подъемная сила резко снижается, и крыло переходит в нормальное сваливание. ^[40]

Динамическое сваливание – это эффект, который чаще всего ассоциируется с вертолетами и машущими крыльями, хотя он также встречается в ветряных турбинах ^[41] и из-за порывов воздушного потока. Во время полета вперед 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 (машущие) крылья, например крылья насекомых, таких как шмель , могут почти полностью полагаться на динамическое сваливание 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 сваливания может возникнуть на профилях , подверженных большому углу атаки и трехмерному потоку. Когда угол атаки на аэродинамический профиль быстро увеличивается, поток будет оставаться в значительной степени привязанным к аэродинамическому профилю под значительно более высоким углом атаки, чем может быть достигнут в установившихся условиях. В результате сваливание на мгновение задерживается, и достигается коэффициент подъемной силы, значительно превышающий установившийся максимум. Эффект был впервые замечен на воздушных винтах . ^[42]

Глубокий стойло

Схематическое изображение глубокого стойла. Нормальный полет (вверху), состояние глубокого сваливания - Т-образное хвостовое оперение находится в «тени» крыла (внизу).

Schweizer SGS 1-36 используется НАСА для исследований глубокого сваливания над пустыней Мохаве в 1983 году.

Глубокое сваливание (или сверхсваливание ) — это опасный тип сваливания, который затрагивает некоторые конструкции самолетов , особенно реактивные самолеты с Т-образным хвостовым оперением и заднерасположенными двигателями. ^[43] В этих конструкциях турбулентный след от свалившегося основного крыла, след от гондолы-пилона и след от фюзеляжа ^[44] «покрывают» горизонтальный стабилизатор, делая рули высоты неэффективными и не позволяя самолету выйти из сваливания. У самолетов с установленными сзади гондолами также может наблюдаться потеря тяги . ^[45] Самолеты с Т-образным хвостовым винтом , как правило, устойчивы к глубоким сваливаниям, поскольку омывание винта увеличивает воздушный поток над корневой частью крыла, ^{[46] но во время} летных испытаний может быть оснащен предупредительным ускорителем с вертикальным хвостовым оперением , как это произошло с A400M . ^[47]

Трабшоу ^[48] дает широкое определение глубокого сваливания как проникновения на такие углы атаки , при которых эффективность управления по тангажу снижается из-за следа крыла и гондолы. Он также дает определение, которое связывает глубокое сваливание с состоянием блокировки, из которого восстановление невозможно. Это единственное значение для данной конфигурации самолета, где момент тангажа отсутствует, т.е. точка дифферента. ${\textstyle \alpha }$ ${\textstyle \alpha }$

Типичные значения как для диапазона глубокого сваливания, как определено выше, так и для фиксированной точки триммирования даны для Douglas DC-9 Series 10 от Schaufele. ^[49] Эти значения получены в результате испытаний в аэродинамической трубе ранней конструкции. В окончательной конструкции не было зафиксированной точки триммирования, поэтому было возможно восстановление из области глубокого сваливания, как того требуют правила сертификации. Нормальное сваливание, начинающееся при «перегрузке» (внезапное уменьшение коэффициента вертикальной нагрузки ^[47] ), было при , глубокое сваливание началось примерно при 30°, а зафиксированная неустранимая точка дифферента находилась при 47°. ${\textstyle \alpha =18^{\circ }}$

Очень высокий уровень блокировки глубокого сваливания выходит далеко за пределы нормального сваливания, но может быть достигнут очень быстро, поскольку самолет нестабилен за пределами нормального сваливания и требует немедленных действий для его остановки. Потеря подъемной силы приводит к высокой скорости снижения, которая вместе с низкой скоростью движения вперед при нормальном сваливании дает высокую скорость с небольшим вращением самолета или без него. ^[50] BAC 1-11 G-ASHG во время летных испытаний на сваливание до того, как тип был модифицирован для предотвращения состояния блокировки и глубокого сваливания, снизился со скоростью более 10 000 футов в минуту (50 м/с) и ударился о землю. плоское положение, движение вперед всего на 70 футов (20 м) после первого удара. ^[50] Эскизы, показывающие, как след от крыла закрывает хвост, могут ввести в заблуждение, если подразумевают, что глубокий сваливание требует большого угла наклона корпуса. Тейлор и Рэй ^[51] показывают, что положение самолета в глубоком сваливании относительно ровное, даже меньше, чем во время нормального сваливания, с очень большими отрицательными углами траектории полета. ${\textstyle \alpha }$ ${\textstyle \alpha }$

Эффекты, подобные глубокому сваливанию, наблюдались на некоторых конструкциях самолетов до того, как был придуман этот термин. Прототип Gloster Javelin ( серийный WD808 ) погиб в результате крушения 11 июня 1953 года из-за «запертого» стойла. ^[52] Однако Уотертон ^[53] утверждает, что триммирование хвостового оперения оказалось неправильным способом восстановления. Для оценки нового крыла проводились испытания на управляемость на малых скоростях. ^[53] Хэндли Пейдж Виктор XL159 был потерян из-за «стабильного сваливания» 23 марта 1962 года. ^[54] Он преодолевал фиксированную переднюю кромку спада, при этом испытание заключалось в заходе на посадку в сваливание, посадочная конфигурация, C of G на корме. Тормозной парашют не был сброшен, так как он мог препятствовать спасению заднего экипажа. ^[55]

Название «глубокий свал» впервые получило широкое распространение после крушения прототипа BAC 1-11 G-ASHG 22 октября 1963 года, в результате которого погиб его экипаж. ^[56] Это привело к внесению изменений в самолет, в том числе к установке вибраторного устройства ( см. ниже), чтобы четко предупреждать пилота о надвигающемся сваливании. Шейкеры теперь являются стандартной частью коммерческих авиалайнеров. Тем не менее, проблема продолжает вызывать несчастные случаи; 3 июня 1966 года самолет Hawker Siddeley Trident (G-ARPY) потерялся из-за глубокого сваливания ; ^[57] Предполагается, что глубокое сваливание стало причиной еще одной катастрофы Трайдента ( рейс 548 G-ARPI компании British European Airways ), известной как «Катастрофа Стейнса», 18 июня 1972 года, когда экипаж не заметил условий и вывел из строя система восстановления после срыва. ^[58] 3 апреля 1980 года прототип бизнес-джета Canadair Challenger разбился после того, как первоначально вошел в глубокое сваливание на высоте 17 000 футов и загорелся оба двигателя. Он вышел из глубокого сваливания после раскрытия парашюта, препятствующего вращению, но разбился из-за того, что не смог отбросить 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 Боинг 727 вошел в глубокое сваливание во время летных испытаний, но пилот смог раскачать самолет до все более высоких углов крена, пока нос, наконец, не провалился и не восстановилась нормальная реакция управления. ^[61] Аварию Боинга 727 1 декабря 1974 года также связывают с глубоким сваливанием. ^[62] Крушение рейса 708 компании West Caribbean Airways в 2005 году также было связано с глубоким сваливанием.

Глубокое сваливание может произойти при нормальном положении по тангажу, если самолет снижается достаточно быстро. ^[63] Воздушный поток идет снизу, поэтому угол атаки увеличивается. Ранние предположения о причинах крушения рейса 447 Air France обвинялись в неустранимом глубоком сваливании, поскольку он снижался почти в горизонтальном положении (15 °) с углом атаки 35 ° или более. Однако пилоты удержали его в остановленном полете, подняв нос, несмотря на всю неразбериху по поводу того, что на самом деле происходило с самолетом. ^[64]

Самолеты с конфигурацией Canard также рискуют попасть в глубокое сваливание. Два самолета Velocity разбились из-за запертого глубокого сваливания. ^[65] Испытания показали, что добавление передних манжет к подвесному крылу не позволило самолету попасть в глубокое сваливание. Piper Advanced Technologies PAT-1, N15PT, еще один самолет с конфигурацией «утка», также разбился в результате аварии, связанной с глубоким сваливанием. ^[66] Испытания конструкции в аэродинамической трубе в Исследовательском центре НАСА в Лэнгли показали, что она уязвима к глубокому срыву. ^[67]

В начале 1980-х годов планер Schweizer SGS 1-36 был модифицирован для программы управляемых полетов НАСА с глубоким сваливанием. ^[68]

Совет киоск

Стреловидность и конусность крыла вызывают сваливание на кончике крыла перед корнем. Положение стреловидного крыла вдоль фюзеляжа должно быть таким, чтобы подъемная сила от корневой части крыла, находящейся далеко вперед от центра тяжести (ЦТ) самолета, должна уравновешиваться законцовкой крыла, находящейся значительно позади ЦТ [ ^69] . кончик самолета сваливается первым, баланс самолета нарушается, вызывая опасный крен носа . Стреловидные крылья должны иметь функции, предотвращающие подъем по тангажу, вызванный преждевременным срывом законцовки.

Стреловидное крыло имеет более высокий коэффициент подъемной силы на внешних панелях, чем на внутреннем крыле, из-за чего они первыми достигают максимальной подъемной силы и сначала сваливаются. Это вызвано нисходящим потоком воздуха, связанным со стреловидными/коническими крыльями. ^[70] Для задержки срыва законцовки подвесное крыло имеет размыв , чтобы уменьшить угол атаки. Корень также можно модифицировать, добавив подходящую переднюю кромку и аэродинамическую часть, чтобы гарантировать, что он заглохнет раньше законцовки. Однако, если выйти за рамки сваливания, законцовки все равно могут полностью свалиться перед внутренним крылом, несмотря на то, что первоначальное отделение произошло внутри самолета. Это вызывает подъем тангажа после сваливания и вход в супер-сваливание на самолетах с характеристиками супер-сваливания. ^[71] Растекание пограничного слоя по размаху также присутствует на стреловидных крыльях и вызывает срыв законцовки. Количество воздуха, выходящего за пределы пограничного слоя, можно уменьшить путем создания вихрей с помощью переднего устройства, такого как ограждение, выемка, пилообразный зуб или набор вихревых генераторов за передней кромкой. ^[72]

Предупреждающие и защитные устройства

Самолеты могут быть оборудованы устройствами для предотвращения или отсрочки сваливания, или для того, чтобы сделать его менее (или в некоторых случаях более) серьезным, или облегчить выход из него.

• Крылу можно придать аэродинамическую крутку , если передняя кромка возле законцовки крыла повернута вниз. Это называется вымыванием и приводит к остановке корня крыла раньше законцовки крыла. Это делает стойло мягким и прогрессивным. Поскольку сваливание задерживается на законцовках крыла, где находятся элероны , управление по крену сохраняется, когда начинается сваливание.
• Полоса сваливания - это небольшое устройство с острыми краями, которое, будучи прикреплено к передней кромке крыла, способствует началу сваливания именно здесь, а не в любом другом месте на крыле. Если он прикреплен близко к основанию крыла, он делает сваливание плавным и поступательным; если он прикреплен рядом с законцовкой крыла, он побуждает самолет уронить крыло при сваливании.
• Ограждение срыва представляет собой плоскую пластину в направлении хорды, предназначенную для предотвращения распространения отрывного потока вдоль крыла ^[73].
• Генераторы вихрей — крошечные полоски металла или пластика, размещенные на верхней части крыла рядом с передней кромкой и выступающие за пограничный слой в набегающий поток. Как следует из названия, они заряжают пограничный слой энергией, смешивая поток набегающего потока воздуха с потоком пограничного слоя, тем самым создавая вихри, что увеличивает импульс в пограничном слое. За счет увеличения импульса пограничного слоя отрыв воздушного потока и, как следствие, сваливание могут быть задержаны.
• Противосваливающий ремень представляет собой удлинение передней кромки , которое создает вихрь на верхней поверхности крыла, чтобы отсрочить сваливание.
• Толкатель ручки управления — механическое устройство, которое не позволяет пилоту свалить самолет. Он толкает рычаг управления рулем высоты вперед по мере приближения к кабине, вызывая уменьшение угла атаки. В общих чертах толкатель палки известен как устройство идентификации стойла или система идентификации стойла . ^[74]
• Шейкер — механическое устройство, которое встряхивает органы управления пилота, чтобы предупредить о начале сваливания .
• Предупреждение о сваливании — это электронное или механическое устройство, которое подает звуковой сигнал при приближении к скорости сваливания. Большинство самолетов имеют ту или иную форму этого устройства, которое предупреждает пилота о надвигающемся сваливании. Простейшим таким устройством является звуковой сигнал предупреждения о сваливании , который состоит либо из датчика давления , либо из подвижной металлической пластины, которая приводит в действие переключатель и в ответ издает звуковой сигнал.
• Индикатор угла атаки для легких самолетов «AlphaSystemsAOA» и почти идентичный « индикатор запаса подъемной силы » представляют собой приборы перепада давления, которые отображают запас над сваливанием и/или угол атаки при мгновенном, непрерывном считывании. General Technics CYA-100 отображает истинный угол атаки с помощью лопасти с магнитной связью. Индикатор AOA обеспечивает визуальное отображение величины доступной подъемной силы во всем диапазоне малых скоростей 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 подъем самолета за пределы угла сваливания при помощи действий пилота. Некоторые альфа-ограничители могут быть отключены пилотом.

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

Засорение, повреждение или выход из строя датчиков сваливания и угла атаки (AOA) могут привести к ненадежности системы предупреждения о сваливании и вызвать неисправность толкателя ручки управления, предупреждения о превышении скорости, автопилота и демпфера рыскания. ^[75]

Если для управления тангажем используется переднее оперение , а не заднее хвостовое оперение, оно спроектировано таким образом, чтобы встречать воздушный поток под немного большим углом атаки, чем крыло. Следовательно, когда тангаж самолета аномально увеличивается, утка обычно сначала останавливается, вызывая опускание носовой части и, таким образом, не позволяя крылу достичь критического угла атаки. Таким образом, риск сваливания основного крыла значительно снижается. Однако, если основное крыло заглохнет, восстановление станет затруднительным, поскольку утка заглохнет глубже, а угол атаки быстро увеличится. ^[76]

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

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

Полет за пределы ларька

Когда крыло срывается, эффективность элеронов снижается, что затрудняет управление самолетом и увеличивает риск штопора. Устойчивый полет после сваливания за углом сваливания (где коэффициент подъемной силы наибольший) требует тяги двигателя для замены подъемной силы, а также альтернативных средств управления для замены потери эффективности элеронов. Для мощных самолетов потеря подъемной силы (и увеличение лобового сопротивления) за пределами угла сваливания представляет собой меньшую проблему, чем поддержание управления. Некоторые самолеты могут подвергаться вращению после сваливания (например, F-4 ) или входить в плоское вращение (например, F-14 ). Управление после сваливания может быть обеспечено системами управления реакцией (например, NF-104A ), векторной тягой, а также стабилизатором качения (или хвостовым оперением). Повышенные возможности маневрирования за счет полетов на очень больших углах атаки могут обеспечить тактическое преимущество для военных истребителей, таких как F-22 Raptor . Кратковременное сваливание на 90–120° (например, кобра Пугачева ) иногда выполняют на авиашоу. ^[77] Наибольший угол атаки в продолжительном полете, продемонстрированный до сих пор, составил 70 ° у X-31 в Летно-исследовательском центре Драйдена . ^[78] Устойчивый полет после сваливания — это разновидность сверхманевренности .

Спойлеры

За исключением летной подготовки, испытаний самолетов и фигур высшего пилотажа , сваливание обычно является нежелательным событием. Однако спойлеры (иногда называемые подъемными дамперами) представляют собой устройства, которые намеренно используются для создания тщательно контролируемого отрыва потока над частью крыла самолета, чтобы уменьшить создаваемую им подъемную силу, увеличить сопротивление и позволить самолету снижаться быстрее, не набирая скорость. ^[79] Спойлеры также развернуты асимметрично (только одно крыло) для улучшения контроля крена. Спойлеры также можно использовать при прерванном взлете и после контакта основных колес при приземлении, чтобы увеличить вес самолета на колесах и улучшить тормозное действие.

В отличие от самолетов с двигателем, которые могут контролировать снижение путем увеличения или уменьшения тяги, планеры должны увеличивать сопротивление, чтобы увеличить скорость снижения. В высокопроизводительных планерах для управления заходом на посадку широко используется раскрытие спойлеров.

Спойлеры также можно рассматривать как «редукторы подъемной силы», поскольку они уменьшают подъемную силу крыла, в котором находится спойлер. Например, неконтролируемый крен влево можно было отменить, подняв спойлер правого крыла (или только несколько спойлеров, имеющихся в крыльях больших авиалайнеров). Преимущество этого подхода состоит в том, что отсутствует необходимость увеличивать подъемную силу падающего крыла (что может привести к сваливанию этого крыла).

История

Немецкий летчик Отто Лилиенталь погиб во время полета в 1896 году в результате сваливания. Уилбур Райт впервые столкнулся со сваливанием в 1901 году во время полета на своем втором планере. Осведомленность о катастрофе Лилиенталя и опыт Уилбура побудили братьев Райт спроектировать свой самолет в конфигурации « утка ». Это якобы сделало выход из стойла более простым и щадящим. Конструкция якобы не раз спасала братьям жизнь. ^[80] Хотя конфигурации «утка» без тщательного проектирования могут фактически сделать остановку неустранимой. ^[81]

Авиаинженер Хуан де ла Сьерва работал над своим проектом « Автожир », чтобы разработать винтокрылый самолет , который, как он надеялся, не сможет сваливать и, следовательно, будет безопаснее, чем самолеты. Разрабатывая получившийся самолет- автожир , он решил множество инженерных проблем, которые сделали возможным создание вертолета .

Смотрите также

Статьи

• Авиационная безопасность
• Уголок гроба (аэродинамика)
• Компрессорный стенд
• Коэффициент подъемной силы
• Вращение (полет)
• Спойлер (аэронавтика)
• Поворот крыла

Известные несчастные случаи

• Авария во время испытаний BAC One-Eleven в 1963 году.
• Крушение 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 Колган Эйр
• Рейс 1951 года Турецких авиалиний
• Индонезия, рейс 8501 авиакомпании AirAsia ^[82]
• Рейс 708 авиакомпании West Caribbean Airways
• Рейс 6231 авиакомпании Northwest Orient Airlines

Примечания

1. Крейн, Дейл: Словарь авиационных терминов, третье издание , стр. 486. Авиационные материалы и академические науки, 1997. ISBN  1-56027-287-2 .
2. Бенджамин Гал-Ор, Векторное движение, сверхманевренность и самолеты-роботы , 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, LJ, 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 из 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 . Проверено 3 марта 2019 г.{{cite web}}: CS1 maint: архивная копия в заголовке ( ссылка )
8. Управление большими самолетами - третье издание, Д. П. Дэвис, Управление гражданской авиации, стр. 113–115.
9. Дизайн самолета , Дэррол Стинтон, 1983, BSP Professional Books, ISBN 0-632-01877-1 , стр. 464 
10. «Архивная копия». Архивировано из оригинала 6 марта 2019 года . Проверено 3 марта 2019 г.{{cite web}}: CS1 maint: архивная копия в заголовке ( ссылка )
11. Кац, Дж; Плоткин, А (2001). Аэродинамика малых скоростей: от теории крыла к панельным методам . Издательство Кембриджского университета. п. 525.
12. Клэнси, LJ, Аэродинамика , разделы 5.28 и 16.48.
13. Андерсон, JD, История аэродинамики , стр. 296–311.
14. Справочник FAA по полетам на самолетах ISBN 978-1-60239-003-4 Глава 4, стр. 7 
15. 14 CFR, часть 61
16. Федеральные авиационные правила, часть 25, раздел 201.
17. Справочник FAA по полетам на самолетах ISBN 978-1-60239-003-4 Глава 4, стр. 12–16. 
18. 14 CFR, часть 23
19. Справочник FAA по полетам на самолетах ISBN 978-1-60239-003-4 Глава 4, стр. 11–12. 
20. Справочник FAA по полетам на самолетах ISBN 978-1-60239-003-4 Глава 4, стр. 9 
21. Tester Zero One - Создание летчика-испытателя, Wg. командир JA «Робби» Робинсон AFC, FRAeS, RAF (в отставке) 2007, Old Forge Publishing, ISBN 978-1-906183-00-4 , стр.93 
22. Управление большими самолетами - третье издание 1971 г., DPDavies, Управление гражданской авиации, стр.113.
23. Летчик-испытатель, Брайан Трубшоу 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. «Справочник пилота по авиационным знаниям - Глава 4» (PDF) . Федеральная авиационная администрация . Архивировано из оригинала (PDF) 4 сентября 2013 года . Проверено 13 марта 2014 г.
26. Дэвис, Дэвид П. (1971). Управление большими реактивными самолетами: объяснение существенных различий в летных качествах между реактивными транспортными самолетами и транспортными самолетами с поршневыми двигателями, а также некоторые другие аспекты управления реактивным транспортом (3-е изд.). Комиссия по регистрации воздуха. ISBN 0903083019.
27. FAA (25 сентября 2000 г.). «Информационный циркуляр» (PDF) . rgl.faa.gov . Архивировано (PDF) из оригинала 3 ноября 2021 года . Проверено 14 марта 2022 г.
28. Летные испытания самолетов . ISBN Ральфа Д. Кимберлина 978-1-56347-564-1 
29. Брэндон, Джон. «Скорость полета и свойства воздуха». Recreational Aviation Australia Inc. Архивировано из оригинала 31 июля 2008 года . Проверено 9 августа 2008 г.
30. Клэнси, LJ, Аэродинамика , Раздел 5.22
31. Маккормик, Барнс В. (1979), Аэродинамика, аэронавтика и механика полета , стр. 464, John Wiley & Sons, ISBN Нью-Йорка 0-471-03032-5 
32. Клэнси, LJ, Аэродинамика , разделы 5.8 и 5.22.
33. Клэнси, Л.Дж., Аэродинамика , Уравнение 14.11.
34. Маккормик, Барнс В. (1979), Аэродинамика, аэронавтика и механика полета , Уравнение 7.57
35. «Скорость сваливания» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 18 августа 2011 года.
36. «Часть 23 - Стандарты летной годности: §23.203 Полет с разворотом и сваливание на ускоренном повороте» . Федеральная авиационная администрация . Февраль 1996 года. Архивировано из оригинала 5 мая 2009 года . Проверено 18 февраля 2009 г.
37. Коллинз, Майк (1 сентября 2018 г.). «Держим реквизит: мероприятие, проводимое раз в два года, поддерживает навыки пилотов Му-2 и дух товарищества». Пилот АОПА . Проверено 12 ноября 2019 г. .
38. Бюхнер, AJ; Сория, Дж. (2015). «Измерения потока из-за быстро наклоняющейся пластины с использованием PIV с высоким разрешением по времени». Аэрокосмическая наука и технология . 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 сваливания». Форум AIAA Scitech 2021 : 1651. doi : 10.2514/6.2021-1651. ISBN 978-1-62410-609-5. S2CID  234321807.
40. «Динамический срыв, неустойчивая аэродинамика». Архивировано из оригинала 29 декабря 2007 года . Проверено 25 марта 2016 г.{{cite web}}: CS1 maint: неподходящий URL ( ссылка )
41. Бюхнер, AJ; Сория, Дж.; Хонери, Д.; Смитс, Эй Джей (2018). «Динамический срыв в ветряных турбинах с вертикальной осью: масштабирование и топологические соображения». Журнал механики жидкости . 841 : 746–66. Бибкод : 2018JFM...841..746B. дои : 10.1017/jfm.2018.112 . S2CID  126033643.
42. Бертон, Тони; Дэвид Шарп; Ник Дженкинс; Эрвин Боссани (2001). Справочник по ветроэнергетике. Джон Уайли и сыновья. п. 139. ИСБН 978-0-471-48997-9.
43. "Что такое суперкиоск?" Авиационный магазин . Архивировано из оригинала 13 октября 2009 года . Проверено 2 сентября 2009 г.
44. «Аэродинамические особенности конструкции DC-9» Шевелл и Шауфеле, J. Aircraft Vol. 3, № 6, ноябрь – декабрь 1966 г., с. 518.
45. Тейлор, Роберт Т. и Эдвард Дж. Рэй (15 ноября 1965 г.). «Систематическое исследование факторов, способствующих продольной устойчивости Т-образных транспортных конфигураций после сваливания» (PDF) . Исследовательский центр НАСА в Лэнгли : 9 . Проверено 24 сентября 2018 г.
46. Тейлор, Энтони «Тони» П. Системный подход к системам восстановления парашюта при вращении / срыве - пятилетнее обновление (PDF) (Технический отчет). Ирвин Аэроспейс. Архивировано из оригинала (PDF) 4 марта 2016 года . Проверено 15 декабря 2015 г.
47. «Архивная копия» (PDF) . Архивировано из оригинала (PDF) 20 января 2015 года . Проверено 18 декабря 2015 г.{{cite web}}: CS1 maint: архивная копия в заголовке ( ссылка )
48. «Управление на низкой скорости с особым упором на суперсваливание» . Трубшоу, Приложение III в книге «Летчик-испытатель Трубшоу» Трубшоу и Эдмондсон, Sutton Publishing 1998, ISBN 0 7509 1838 1 , стр. 166. 
49. «Прикладная аэродинамика в Douglas Aircraft Company - Историческая перспектива». Роджер Д. Шауфеле, 37-е собрание и выставка AIAA по аэрокосмическим наукам, 11–14 января 1999 г. / Рино, Невада. Рис. 26. Моменты глубокой качки сваливания.
50. «Отчет об аварии № EW/C/039, Приложение IV в «Летчике-испытателе Трубшоу». Трубшоу 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 Т-образных транспортных конфигураций после сваливания» (PDF) . Исследовательский центр НАСА в Лэнгли : 20 . Проверено 24 сентября 2018 г.
52. ASN Wikibase Occurrence # 20519. Проверено 4 сентября 2011 г.
53. «Быстрый и мертвый». В.А. Уотертон, Фредерик Мюллер, Лондон, 1956, с. 216.
54. Повесть о двух победителях. Архивировано 22 марта 2012 г. в Wayback Machine . Проверено 4 сентября 2011 г.
55. "Хэндли Пейдж Виктор, Том 2" . Роджер Р. Брукс, Pen & Sword Aviation 2007, ISBN 978 1 84415 570 5 , стр. 250. 
56. «Отчет о происшествии с самолетом BAC One-Eleven G-ASHG в Крэтт-Хилл, недалеко от Чиклейда, Уилтшир, 22 октября 1963 года», Министерство авиации CAP 219, 1965.
57. "Авария самолета ASN Hawker Siddeley HS-121 Trident 1C G-ARPY Felthorpe" . Aviation-safety.net. 3 июня 1966 года . Проверено 2 апреля 2013 г.
58. Отчет AIB 4/73, стр. 54.
59. "Создание Canadair Challenger" . Стюарт Логи, Macmillan Canada 1992, ISBN 0-7715-9145-4 , стр. 169. 
60. "Авария самолета ASN Canadair CL-600-2B19 Региональный самолет CRJ-100 C-FCRJ Байерс, Канзас" . Aviation-safety.net. 26 июля 1993 года . Проверено 2 апреля 2013 г.
61. Роберт Богаш. «Глубокие лавки» . Проверено 4 сентября 2011 г.
62. Описание аварии. Проверено 4 сентября 2011 г.
63. Справочник по полетам на самолете (FAA-H-8083-3B), глава 15, стр. 15–13.
64. Питер Гаррисон (1 июня 2011 г.). «Air France 447: Это был глубокий срыв?». Летающий .
65. Кокс, Джек, Скорость... Решение загадки глубокого сваливания , EAA Sport Aviation, июль 1991 г., стр. 53–59.
66. ASN Wikibase Occurrence # 10732. Проверено 4 сентября 2011 г.
67. Уильямс, ЖЖ; Джонсон, Дж. Л. младший и Йип, Л. П., Некоторые аэродинамические соображения для усовершенствованных конфигураций самолетов , документ AIAA 84-0562, январь 1984 г.
68. Индекс Schweizer-1-36: Контактный лист фотогалереи Schweizer SGS 1–36. Архивировано 29 мая 2008 г. в Wayback Machine .
69. «Архивная копия». Архивировано из оригинала 7 марта 2019 года . Проверено 6 марта 2019 г.{{cite web}}: CS1 maint: архивная копия в заголовке ( ссылка )
70. Основы полета – второе издание, Ричард С.Шевелл, Прентис Холл 1983, ISBN 0-13-339060-8 , стр.244 
71. Управление большими самолетами - третье издание, DPDavies, Управление гражданской авиации, стр. 121.
72. Flightwise – Принципы полета самолетов, Крис Карпентер, 1996, Airlife Publishing Ltd., ISBN 1 85310 719 0 , стр.369 
73. «Стойковые ограждения и вихревые генераторы». Архивировано из оригинала 8 мая 2009 года . Проверено 25 апреля 2009 г.
74. Федеральное управление гражданской авиации США , Консультативный циркуляр 25-7A « Руководство по летным испытаниям для сертификации самолетов транспортной категории» , параграф 228.
75. «Зонды Harco все еще вызывают проблемы со скоростью полета Eclipse» . Архивировано из оригинала 26 сентября 2008 года . Проверено 4 октября 2008 г.
76. «Стойкость и управление самолетом» Малкольма Дж. Абзуга, Э. Юджина Ларраби. Глава 17. ISBN 0-521-80992-4 . 
77. Эйс (24 декабря 2006 г.). «Маневр Кобры Пугачева». Любители авиации . Архивировано из оригинала 9 июня 2015 года.
78. «X-31 EC94-42478-3: X-31 на большом угле атаки» . Архивировано из оригинала 22 апреля 1999 года.
79. "Спойлеры". НАСА, Исследовательский центр Гленна .
80. «Проектирование планера Райта 1900 года». Братья Райт . Архивировано из оригинала 27 сентября 2011 года.
81. Удрис, Алекс (14 августа 2014 г.). «Что такое канарды и почему их нет у большего количества самолетов?» Смелый метод . Архивировано из оригинала 4 мая 2021 года . Проверено 27 июня 2021 г.
82. «Рейс QZ8501 AirAsia 'набрал высоту слишком быстро'» . Би-би-си. 20 января 2015 года . Проверено 21 января 2015 г.

Рекомендации

• Отчет ВВС США и НАТО RTO-TR-015 AC/323/(HFM-015)/TP-1 (2001 г.)
• Андерсон, доктор медицинских наук, История аэродинамики (1997). Издательство Кембриджского университета. ISBN 0-521-66955-3 
• Федеральное управление гражданской авиации (2007 г.). «Медленный полет, сваливание и вращение». Справочник по полетам на самолетах (2-е изд.). Нью-Йорк: Издательство Skyhorse. стр. с 4-1 по 4-16. ISBN 978-1-60239-003-4.
• Л. Дж. Клэнси (1975), Аэродинамика , Pitman Publishing Limited, Лондон. ISBN 0-273-01120-0 
• Стенгель, Р. (2004), Динамика полета , Princeton University Press, ISBN 0-691-11407-2