Срыв отступающей лопасти — это опасное состояние полета на вертолетах и других винтокрылых самолетах , где отступающая лопасть несущего винта имеет более низкую относительную скорость лопасти в сочетании с увеличенным углом атаки , что приводит к сваливанию и потере подъемной силы. Срыв отступающих лопастей является основным ограничивающим фактором , позволяющим вертолету никогда не превышать скорость VNE . [1]
Срыв отходящей лопасти происходит на высоких скоростях движения, и его не следует путать со срывом несущего винта, который вызван низкими оборотами ротора и может произойти на любой скорости движения. [1]
Лопасть несущего винта, движущаяся в том же направлении, что и самолет, называется наступающей лопастью , а лопасть, движущаяся в противоположном направлении, называется отступающей лопастью.
Балансировка подъемной силы на диске несущего винта важна для устойчивости вертолета. Величина подъемной силы, создаваемой аэродинамическим профилем, пропорциональна квадрату его воздушной скорости (скорости). При висении на нулевой скорости лопасти несущего винта, независимо от их положения при вращении, имеют одинаковую воздушную скорость и, следовательно, равную подъемную силу. При полете вперед наступающая лопасть имеет более высокую воздушную скорость, чем отступающая лопасть, что создает неравную подъемную силу на диске несущего винта.
Более полное рассмотрение дается при асимметрии подъемной силы .
Большинство конструкций вертолетов компенсируют это за счет включения определенной степени вертикального движения лопастей несущего винта. При взмахе лопасть несущего винта будет двигаться вверх во время движения, создавая меньший угол атаки (АОА) и, следовательно, меньшую подъемную силу. Когда лопасть отходит, она снова падает вниз, увеличивая угол атаки и, следовательно, создавая большую подъемную силу.
Есть три общих дизайна. Самая ранняя и, безусловно, наименее распространенная на сегодняшний день конструкция - это полностью жесткая роторная система; лопасти жестко прикреплены к ступице несущего винта, но изготовлены из гибкого материала, допускающего некоторую степень отклонения.
Полужесткие роторные системы имеют горизонтальный шарнир у основания лопастей, который позволяет закрылки при вращении. По необходимости они всегда имеют четное количество лопастей, поскольку каждая противостоящая пара механически соединена для предотвращения вибрации.
В системах с полностью шарнирно-сочлененным винтом используется комбинация взмахов и горизонтального движения, которая слегка перемещает отступающие лопасти вперед и снова перемещает их назад на наступающей стороне, тем самым создавая больший относительный поток воздуха и подъемную силу на отступающей стороне за счет наступающей стороны.
In all cases, the pilot may compensate the induced roll with left or right cyclic control input (as determined by the rotation of the rotor) up to a degree. However, the rapid rate of change of blade flex and angle of attack causes uncontrolled longitudinal twist and severe vibration in later stages, resulting in total loss of cyclic control if left unchecked. Assuming no rotor damage, recovery from this condition is possible and described below .
These compensations can only do so much. Increasing angle of attack to compensate for reduced blade airspeed has the effect of maintaining lift only until the point where critical angle of attack is reached, beyond which lift sharply decreases.
All airfoils have a critical angle of attack (also called a stall angle of attack) which is the angle of attack that produces most lift. Above this angle flow over the airfoil becomes detached and lift decreases, a condition commonly called a stall.
When a fixed-wing aircraft exceeds its critical angle of attack the entire aircraft loses lift and enters a condition called a stall. The usual consequences of a fixed-wing stall are a sharp drop in aircraft altitude and a dive. Stalls in fixed-wing aircraft are virtually always recoverable events (given sufficient altitude).
In a retreating-blade stall, however, only the retreating half of the helicopter's rotor disc experiences a stall. The advancing blade continues to generate lift, but the retreating blade enters a stall condition, usually resulting in an uncommanded increase in pitch of the nose and a roll in the direction of the retreating side of the rotor disc. In counter-clockwise rotating rotor systems (as in most American-made types) this is the left side; in clockwise rotating systems (such as in most French and Russian models)[2] it is a roll to the right.
As the aircraft approaches retreating blade stall conditions, it will shudder and the nose will begin to pitch up. The resultant upward pitching of the nose will naturally begin to correct the situation as it results in slowing the aircraft. If forced to continue the acceleration via flight controls (forward cyclic + collective), it may roll to the side of the retreating blade.
Recovery includes lowering the collective to reduce the blade angle of attack, followed by application of aft cyclic to reduce airspeed.[1]
Retreating blade stall is more likely to occur in a helicopter when the following conditions exist either alone or in combination: