Тренировать летчиков на штопор следует как в процессе практических занятий на авиационных тренажерах, так и (обязательно!) в полетах на учебно-тренировочных самолетах (по возможности на спарках). Необходимые рекомендации для этого содержатся в соответствующих инструкциях и курсах летной подготовки. При составлении программы летной подготовки следует иметь в виду, что выполнить эти рекомендации можно лишь при хорошей тренировке летчика на штопор. Такая тренировка позволяет ему смелее летать на предельных режимах и «выжимать» из самолета максимум того, что он может дать. Для обеспечения полной безопасности в начале тренировок вводить самолет в штопор (в учебных целях) следует с исходного режима прямолинейного горизонтального полета на скорости, превышающей минимальную на 30—40 км/ч. При этом ввод в сваливание производить энергичным отклонением руля направления с одновременным резким отклонением ручки управления на себя.

Такой способ ввода обеспечивает четкое сваливание и уверенный вход самолета в штопор заданного направления вращения. Некоторые самолеты не входят в штопор при нейтральных элеронах, т. е. на них требуется для ввода в штопор отклонять не только рули, но и элероны. В этом случае самолет начинает вращение в сторону полукрыла с поднятым элероном. Следовательно, для ввода самолета, например, в правый штопор стабилизатор (руль высоты) и правый элерон отклоняются вверх (ручка управления на себя и вправо), руль направления — вправо (правая педаль вперед). Отклонение левого элерона вниз увеличит подъемную силу левого полукрыла, а отклонение правого элерона вверх приведет к уменьшению подъемной силы правого полукрыла. Искривление хвостовой части профиля вверх способствует возникновению более раннего срыва потока с правого полукрыла, что дополнительно уменьшит его подъемную силу и увеличит лобовое сопротивление.

Разница в подъемных силах правого и левого полукрыльев приведет к появлению аэродинамического момента крена, действующего в сторону правого полукрыла, а разница в силах лобового сопротивления — к возникновению момента рыскания, действующего в ту же сторону и вызывающего левое скольжение. Отклонение руля направления вправо также вызовет скольжение на левое полукрыло. Если самолет обладает поперечной статической устойчивостью, при левом скольжении возникнет восстанавливающий момент крена, стремящийся накренить самолет на правое полукрыло. Это в свою очередь усилит тенденцию самолета к развороту вправо (благодаря возрастанию лобового сопротивления на правом, опускающемся полукрыле) и т. д. Возникает своего рода самовозбуждающийся процесс кренения с одновременным разворотом самолета. При этом отклоненный вверх цельноповоротный стабилизатор создаст подъемную силу, стремящуюся увеличить угол атаки самолета.

При наличии скольжения критический угол атаки самолета уменьшается. Выход вращающегося самолета на закритические углы атаки создаст самые благоприятные условия для возникновения штопора. В программах тренировок необходимо предусмотреть тщательную отработку методики тренировок с учетом возможностей тренажера. При этом следует обращать серьезное внимание на соотношение тренировок на тренажере и в полете, с тем чтобы избежать выработки у летчика устойчивых навыков действий на тренажере, не всегда или не вполне соответствующих тому, что требуется в реальных полетах. Самостоятельные полеты на штопор желательно выполнять на самолете, оборудованном противошто-порньши устройствами: ракетами или парашютами.

Как уже говорилось, подавляющее большинство современных самолетов попадает в штопор только при возникновении особых ситуаций или из-за грубых ошибок пилотирования. При правильных действиях летчика современный самолет не входит в штопор даже после сваливания. Для каждого самолета особенности поведения и способы пилотирования на закритических углах атаки указываются в инструкции летчику (руководстве по летной эксплуатации). Но, к сожалению, из-за недостаточной тренировки летчики при входе самолета в штопор не всегда используют рекомендованные инструкцией методы вывода или же нечетко выполняют их отдельные элементы.

Попадание в штопор требует от летчика принятия быстрых и четких решений, особенно на сверхзвуковых самолетах. Однако суетливая поспешность в действиях на таких режимах совершенно недопустима. Практика полётов показывает, что большинство аварий, возникших в результате непроизвольного попадания в штопор, происходит из-за того, что летчик поторопился в своих действиях, а не потому, что он чего-то не успел сделать. Насколько далеко можно на данном самолете проникать в область больших углов атаки, в значительной степени зависит от мастерства летчика, понимания им физики явлений и умения «чувствовать» самолет.

Граница между режимами полета, при которых еще сохраняются достаточные управляемость и устойчивость самолета (с определенным запасом на возможные ошибки пилотирования), и срывными режимами выбирается обычно с учетом возможностей летчика средней квалификации (хотя само по себе понятие «средняя квалификация» весьма условно). Чем выше летное мастерство, тем дальше для этого летчика отодвигается указанная граница в сторону срывных режимов. При выводе самолета из штопора наиболее часто допускаются две ошибки: отклонение элеронов против штопора и применение более «сильного» метода вывода, чем это необходимо по характеристикам данного штопора.



Как уже отмечалось, применение излишне «сильного» метода вывода (перестраховка) не улучшает, а, наоборот, только ухудшает характеристики выхода, иногда даже приводит к невыходу самолета из штопора. Здесь под невыходом понимается не продолжение самовращения самолета в начальном режиме, а переходы, например, из правого в левый штопор, из нормального в перевернутый и т. п. Иными словами, в этом случае самолет продолжает штопорить, но только в другом режиме. Отклонение руля направления на выводе полностью против штопора, когда по характеру режима достаточно поставить его только в нейтральное положение, может приводить к значительному возрастанию запаздывания с выходом или к изменению направления вращения (знака угловой скорости рыскания), т. е. к невыходу из штопора.

Пример ошибки пилотирования — применение излишне «сильного» метода при выводе из правого нормального неустойчивого штопора, протекавшего в виде падения листом по спиралеобразной траектории. Здесь летчик вместо того, чтобы установить руль направления в нейтральное положение, как это требовалось по характеру режима, отклонил его полностью влево, т. е. вместо метода № 1Н применил метод № 2Н. В результате самолет перешел из правого в левый нормальный штопор, из которого затем он был выведен постановкой руля направления в нейтральное положение (при t~50 с).

Пример, когда из-за чрезмерного отклонения ручки управления от себя (руля высоты полностью против штопора) при выводе из нормального штопора (по характеру штопора достаточно было поставить ручку нейтрально) самолет самовращение не прекратил, а перешел в перевернутый штопор. Эта ошибка может также привести к излишнему опусканию носа самолета и, как следствие, к увеличению крутизны пикирования после окончания авторотации. В результате возрастут потеря высоты за вывод и конечная скорость пикирования. Это особенно опасно на малых высотах из-за возможности превышения предельно допустимой скорости полета. Кроме того, в этом случае под воздействием большого аэродинамического момента создаются отрицательные перегрузки, затрудняющие работу летчика (возможны потеря пространственной ориентировки из-за ухудшения зрения, зависание на привязных ремнях и обрыв этих ремней, удар головой о фонарь и т. п.).

Пример, когда летчик пытался вывести самолет из нормального неустойчивого штопора методом № 3Н (начало вывода при 28 с), тогда как по характеру режима (неустойчивый штопор, протекающий в виде падения листом) требовалось применить метод № 1Н. В результате самолет перешел (при 35 с) из правого нормального в левый нормальный штопор, а затем (при 39 с) и в перевернутый штопор. В дальнейшем после ряда других неправильных действий рулями снова возник правый нормальный штопор (при 45 с), из которого самолет был выведен только после постановки рулей высоты и направления в нейтральное положение. Приведенные примеры говорят о том, насколько важно при выводе сверхзвуковых самолетов из штопора уметь правильно выбрать соответствующий данному режиму штопора метод вывода.




Как уже говорилось, летчик должен твердо помнить, что выбор метода вывода самолета из штопора зависит только от характера режима. При этом нельзя применять не только излишне «сильные», но и более «слабые» методы вывода. Такая ошибка (применение излишне «слабого» метода) возникает из-за недооценки летчиком интенсивности и устойчивости вращения самолета в штопоре. Применение более «слабого», чем это нужно для данного штопора, метода вывода приводит к невыходу самолета из штопора или к выходу, но с весьма значительным запаздыванием. Последнее по существу также является невыходом, так как длительное продолжение вращения самолета после отклонения рулей на вывод из штопора воспринимается летчиком практически как невыход из него.

Применение недостаточно «сильного» метода (кроме случая потери пространственной ориентировки в штопоре на динамических высотах) недопустимо не только при выводе из устойчивых равномерного и интенсивного штопоров, но также и из устойчивого колебательного— возрастает запаздывание выхода из режима. На малых высотах это является вдвойне опасным, так как значительно увеличивается само запаздывание и уменьшается запас высоты при входе в штопор на этих высотах. Летчик всегда должен, отклонив рули на вывод из штопора, по возможности выждать некоторое время (не менее 12—15 с, а при достаточном запасе высоты и больше), прежде чем снова установить их по штопору и начинать попытку вывести самолет из режима уже более «сильным» методом (если первая попытка успеха не имела). Объясняется это тем, что самолет может прекратить самовращение со сравнительно большим запаздыванием (в частности, в результате ошибок пилотирования, которые не приводят к невыходу из штопора). Кроме того, в этом случае из-за напряженного состояния летчику и несколько секунд могут показаться длящимися «бесконечно».



Отклонение при выводе из штопора вначале руля высоты, а затем руля направления— так называемая обратная последовательность действий рулями — ошибка пилотирования, приводящая к невыходу самолета из штопора. Руль высоты требуется отклонять на вывод только после руля направления (при устойчивом штопоре) или одновременно с ним (при неустойчивом штопоре). Нельзя первым отклонять руль высоты (управляемый стабилизатор особенно) на вывод из штопора в основном потому, что:

а) пикирующий момент, созданный этим рулем, будет уменьшать угол атаки, что приведет к возрастанию (или появлению) путевой статической устойчивости. Это будет препятствовать созданию рулем направления внутреннего скольжения — важнейшего средства прекращения или значительного замедления авторотации, т. е. средства возвращения самолета на эксплуатационные углы атаки. Отклонения только руля высоты для перевода самолета на докритические углы атаки обычно бывает недостаточно;

б) сильно снижается эффективность руля направления из-за значительного увеличения затенения его спутной струей от горизонтального оперения ухудшается управляемость самолета. При опережающем отклонении руля направления на вывод из устойчивого штопора легче создается внутреннее скольжение, значительно уменьшающее момент самовращения. Это приводит к уменьшению угловой скорости вращения, а следовательно, и инерционных моментов, препятствующих выходу самолета из штопора.

С уменьшением же, например, инерционного момента тангажа (кабрирующий момент) уменьшается и потребный аэродинамический момент тангажа, создаваемый отклонением руля высоты на вывод из штопора (пикирующий момент). При выводе из устойчивого штопора временной интервал между отклонениями рулей направления и высоты необходим для того, чтобы за это время под воздействием внутреннего скольжения, созданного отклонением руля направления, в достаточной степени уменьшился момент самовращения. При выводе самолета из неустойчивого штопора рули можно отклонять на вывод одновременно потому, что в этом случае даже небольшого импульса достаточно для прекращения авторотации (иногда такой штопор возможен только при отклоненных по штопору рулях).



Пользоваться элеронами в штопоре (в режиме и особенно на выводе из него) запрещается во всех случаях, кроме вывода из штопора методом № 4Н. Летчик должен стараться удерживать элероны в штопоре и на выводе из него строго в нейтральном (или исходном балансировочном, если оно отлично от нейтрального) положении. Даже небольшого отклонения элеронов бывает иногда достаточно для существенного изменения характера штопора, а следовательно, и условий вывода из него.

Пример, когда отклонение элеронов против штопора всего на 2—3° (ошибка, которую летчик легко может допустить, если он недостаточно внимательно следит за положением ручки управления в режиме) вызвало (после случайного, весьма кратковременного отклонения руля направления) переход самолета из левого нормального в левый перевернутый штопор. Летчик не заметил изменения режима и удерживал рули по левому нормальному штопору. Самолет продолжал находиться в перевернутом штопоре, из которого вышел только после постановки рулей в нейтральное положение.

Пример, когда после небольшого кратковременного отклонения элеронов по штопору и отклонения руля направления (возникшего из-за резкого возрастания усилий на педалях под действием элеронов) самолет перешел из правого перевернутого в правый нормальный штопор. И в этом случае летчик (достаточно опытный) не заметил изменения режима и начал выводить самолет, полагая, что он находится в перевернутом штопоре. Авторотация прекратилась после постановки рулей в нейтральное положение (несмотря даже на отклонение ручки управления на себя при выводе).
Очень грубой ошибкой пилотирования, приводящей, как правило, к невыходу самолета из штопора, является и отклонение элеронов против штопора при выводе из режима (у сверхзвуковых самолетов это способствует обычно только усилению самовращения).

Пример такой ошибки, допущенной при выводе самолета из левого нормального устойчивого колебательного штопора (начало вывода при 27 с). Для вывода из этого штопора нужно было применить метод № 2Н. Летчик так и пытался сделать, однако одновременно с отклонением руля направления на вывод он ошибочно отклонил и элероны против штопора на 15°. Самолет из штопора не вышел до постановки элеронов в исходное балансировочное положение (при этом руль направления находился уже в нейтральном положении).



На современных самолетах в ряде случаев летчики допускают ошибки пилотирования из-за трудности ведения пространственной ориентировки в штопоре. В приведенном примере летчик по этой причине не понял, что самолет перешел из левого нормального неустойчивого в левый перевернутый штопор (при t~18 с). Поэтому он пытался вывести самолет из перевернутого штопора методом № 2Н, предназначенным для вывода из нормального штопора. Эта ошибка привела к переходу самолета из левого перевернутого в правый нормальный штопор, так как последнему и соответствовало отклонение руля направления (положение по правому штопору). Штопор прекратился только после постановки рулей в нейтральное положение. Отклонение рулей в нейтральное положение на выводе является наиболее правильным приемом, если летчик не в состоянии определить характер штопора. Такое затруднение достаточно опытный летчик может испытывать лишь на больших высотах, при штопоре, протекающем со значительными колебаниями самолета, т. е. при нормальном неустойчивом или устойчивом колебательном штопоре. В первом случае, как известно, требуется применять метод вывода № 1Н, во втором — метод № 2Н.

Однако на больших высотах допускается, как исключение, применять для вывода из нормального колебательного штопора менее «сильный» способ — метод № 1Н вместо метода № 2Н. В этом случае самолет выходит из штопора со значительно большим запозданием, но так как имеется достаточный запас высоты, это для безопасности полета особой роли не играет. Приведен пример, когда для вывода из нормального колебательного штопора, возникшего на высоте 10 км (чем меньше начальная высота, тем обычно штопор становится более устойчивым и, следовательно, запаздывание выхода возрастает), летчик применил вместо требуемого метода № 2Н менее «сильный» — метод № 1Н. Как видно из графика, самолет в этом случае запоздал с выходом на 11,8 с (в сходных условиях при выводе методом № 2Н запаздывание обычно составляет 5—7 с).

Летчик может быть дезориентирован в отношении положения самолета в пространстве при выходе на закритические углы атаки и по следующей причине. Как известно, современные маневренные сверхзвуковые самолеты обладают весьма большой тяговооруженностью. У некоторых из них она достигает 0,8—0,9 кг тяги/кг веса (это значит, что тяга силовой установки составляет 80—90% веса самолета). Такая тяговооруженность позволяет совершать полет на закритических углах атаки при аэродинамическом качестве, т. е. на этих углах атаки сила тяги будет больше лобового сопротивления самолета. Поэтому при выходе самолета на азкр продольная перегрузка остается положительной и кажущаяся вертикаль (направление действия результирующей перегрузки) будет отклонена относительно земной (истинной) вертикали (направления действия нормальной перегрузки) вперед по полету на угол фа.

В этом случае летчик может потерять представление об истинном пространственном положении самолета: под действием значительной положительной перегрузки его будет прижимать к спинке кресла, что в известной мере вызовет появление тенденции дополнительно взять ручку на себя, т. е. перевести самолет на еще большие углы атаки. В результате самолет может сорваться в штопор с работающим на повышенном режиме двигателем. На дозвуковых самолетах, имевших малую тяговооруженность, наблюдалась обратная картина: на азкр кажущаяся вертикаль отклонялась назад на угол (тяга меньше лобового сопротивления) и под действием отрицательной перегрузки летчика отрывало от спинки кресла, что способствовало возникновению у него стремления отдать ручку от себя, т. е. перевести самолет на меньшие углы атаки.