Как уже неоднократно указывалось, штопор может возникать только на закритических углах атаки. Поэтому для вывода самолета из штопора необходимо уменьшать угол атаки — переводить его на докритические углы атаки, на которых авторотация прекращается. В этом и заключается основная задача вывода самолета из штопора. В первое время после того, как была раскрыта физическая картина штопора, предлагалось для вывода самолета из штопора только уменьшать угол атаки соответствующим отклонением руля высоты. Этот метод вывода оказывался эффективным лишь в некоторых случаях, когда аэродинамические моменты тангажа, создаваемые отклонением руля высоты, были больше по абсолютной величине инерционных моментов тангажа. Однако в большинстве случаев при пользовании таким методом пилотирования самолет все же из штопора не выходил, даже при полном отклонении руля высоты на вывод.

Штопор становился только более крутым, но-не прекращался, особенно при задней центровке самолета. В результате был разработан первый научно обоснованный метод вывода самолета из штопора, согласно которому требовалось отклонять против штопора вначале руль направления, а затем (с некоторой задержкой, необходимой для того, чтобы под воздействием созданного отклонением руля направления внутреннего скольжения могла уменьшиться угловая скорость авторотации) и руль высоты. Это был так называемый стандартный метод вывода из штопора. Однако для современных самолетов, отличающихся значительным многообразием режимов штопора, одного стандартного метода оказалось недостаточно. Создание аэродинамических моментов рыскания, вызывающих внутреннее скольжение, является мощным средством прекращений (или по крайней мере значительного замедления) авторотации. Вообще же характеристики выхода самолета из штопора в основном зависят от возможности достижения наивыгоднейшего соотношения между аэродинамическими моментами рыскания и тангажа, а также между аэродинамическими и соответствующими инерционными моментами.

Для вывода современных самолетов из нормального штопора Существует четыре основных метода (буква «Н» означает, что метод относится к нормальному штопору):
— метод № 1Н—вывод из штопора одновременной постановкой руля высоты и руля направления в нейтральное положение при нейтральном положении элеронов;
— метод № 2Н — вывод из штопора отклонением руля направления полностью против штопора с последующей (через 2— 4 с) постановкой руля высоты в нейтральное положение при нейтральном положении элеронов;
— метод № 3Н — вывод из штопора отклонением руля направления, а через 3—6 с и руля высоты полностью против штопора при нейтральном положении элеронов;
— метод № 4Н— вывод из штопора методом № 3Н, но при этом одновременно с отклонением руля направления отклоняются и элероны по возможности полностью на вывод (у сверхзвукового самолета отклонение элеронов на вывод, как правило, соответствует отклонению их по штопору).

Указанные методы вывода расположены в порядке нарастания их эффективности или «силы» (увеличения создаваемых рулями аэродинамических моментов на вывод самолета из штопора). Поэтому наименее «сильным» будет метод № 1Н, а наиболее «сильным» — метод № 4Н. Метод № 1Н рекомендуется применять для вывода самолетов из нормальных неустойчивых штопоров, метод № 2Н — из нормального устойчивого колебательного, метод № 3Н — из нормального устойчивого равномерного и, наконец, метод № 4Н — из нормального устойчивого интенсивного штопора. Эти методы позволяют быстрее (с минимальной потерей времени и высоты на выводе) и надежней выводить современные самолеты, как правило, из всех возможных режимов нормального штопора.

При попадании самолета в штопор обычно требуется устанавливать рули полностью по штопору, для того чтобы достичь наибольшей эффективности их действия при отклонении на вывод из штопора. В этом случае, во-первых, получается наибольшее отклонение (наибольший ход) рулей — от упора до упора и, во-вторых, используется динамический («ударный») эффект при резком отклонении рулей из одного крайнего положения в другое. Такой метод использования возможностей рулей применим лишь при выводе самолета из достаточно устойчивых режимов штопора. Но так как летчик заранее не может знать, какой режим штопора возникнет (устойчивый, неустойчивый и т. д.), он должен, как правило, в режиме сразу ставить рули полностью по штопору.

Рассматриваемые методы вывода современных самолетов из нормального штопора (как и методы вывода из перевернутого штопора) разработаны в результате специальных летных испытаний. Возможность применения четырех методов вместо одного стандартного (им в принятом обозначении является метод № ЗН) существенно повышает надежность выхода самолета из штопора, а значит, и безопасность полета. Но от летчика это требует дополнительной затраты внимания, так как теперь ему приходится нужный метод вывода выбирать из четырех возможных и удерживать в памяти порядок действий рулями при каждом методе.

Однако, по отзывам многих летчиков высокой и средней квалификации, указанное затруднение особых опасений не вызывает, как это может показаться на первый взгляд, потому что, во-первых, эти методы вывода отличаются один от другого лишь «силой», т. е. величиной потребных отклонений рулей и интервалов между их отклонениями, и, во-вторых, для вывода используются одни и те же рули (только при выводе методом № 4Н требуется отклонять и элероны) и направления отклонений рычагов управления не меняются. Ограничиться применением только «сильных» (№ 3Н и 4Н) методов, как это иногда ошибочно предлагают якобы для упрощения работы летчика, нельзя. Объясняется это следующими обстоятельствами.

Для дозвуковых самолетов применение только «сильного» метода было еще целесообразмым, так как существовала опасность «нехватки» рулей на выводе из штопора. Поэтому потребная эффективность рулей дозвукового самолета определялась в основном условиями обеспечения надежности вывода из штопора, т. е. возможностью создания аэродинамических моментов, достаточных для прекращения авторотации. У сверхзвуковых же самолетов, Наоборот, существует опасность «передачи» рулей на выводе, т. е, создания чрезмерно больших аэродинамических моментов.

Возможность проявления этой опасности связана с тем, что потребная эффективность рулей сверхзвукового самолета выбирается (в отличие от дозвукового самолета) исходя уже из условий обеспечения управляемости на больших числах М полета, и поэтому для вывода из штотюра она (эффективность), как правило, оказывается больше чем достаточной. Чрезмерное отклонение рулей может значительно ухудшить характеристики выхода (например, излишне увеличится крутизна послештопорного пикирования и связанная с этим потеря высоты на выводе и т. п.) или привести к невыходу самолета из штопора (к переходу его из нормального штопора в перевернутый, из правого в левый и т. п.).

Этим объясняется необходимость применения и «слабых» методов вывода (№ 1Н и № 2Н). Однако только «сильные» методы необходимо применять для вывода сверхзвуковых самолетов из устойчивых интенсивного И равномерного штопоров. Таким образом, для вывода современных сверхзвуковых самолетов из нормального штопора оказывается необходимым пользоваться как «слабыми», так и «сильными» методами. При этом следует твердо помнить, что «сильные» методы ни в коей мере не «перекрывают» и не могут заменить «слабые». Каждый метод вывода имеет свою область применения. При выборе метода вывода летчик должен руководствоваться только тем, какой характер штопора был в момент принятия решения о начале вывода.

Другие данные (например, высота полета) могут быть использованы лишь в качестве вспомогательных для уточнения и ускорения определения характера режима. Во всех случаях отклонять рули на вывод необходимо по возможности энергичнее. Медленное, вялое отклонение рулей ухудшает характеристики выхода из штопора, а иногда приводит к невыходу из него. Если выход самолета из штопора особо затруднен, летчику нужно внимательнее выбирать момент начала вывода (момент начала отклонения первого руля на вывод). Наиболее благоприятными для начала вывода считаются моменты, когда самолет приостанавливает вращение, начинает опускать нос (в перевернутом штопоре — поднимать нос) и т. п. Интервал между отклонениями руля направления и руля высоты (управляемого стабилизатора) летчику лучше отсчитывать в секундах, а не в витках.

Практика показывает, что даже небольшое изменение характера режима (замедление или ускорение вращения самолета) делает весьма затруднительным, а зачастую и просто невозможным правильный (без очень грубых ошибок) отсчет витков, особенно при заметных изменениях пространственного положения самолета (при периодических переваливаниях «на спину» и т. п.). Пользоваться отсчетом витков штопора нецелесообразно не только на выводе, но и в режиме еще и потому, что, во-первых, при неустойчивых режимах штопора, например при штопоре, протекающем в виде падения листом, понятие «виток» вообще теряет смысл и, во-вторых, летчику для оценки обстановки важнее знать время протекания режима и потерю высоты за это время.

Кроме того, отсчет в секундах всегда вести легче и он более надежен, а зачастую может быть и единственно возможным способом определения указанного выше интервала и запаздывания самолета с выходом из штопора. Интервал и запаздывание определяются обычно устным счетом секунд. Контроль за изменением высоты полета в процессе штопора — одно из важнейших условий обеспечения безопасности полета (особенно при попадании в штопор на сравнительно небольших высотах). Поэтому летчик должен следить за показаниями высотомера в штопоре. Абсолютные величины высот полета высотомер показывает в штопоре с большими погрешностями (из-за сильного искажения обтекания приемника воздушного давления при больших углах атаки и скольжения и угловых скоростях вращения самолета в штопоре).

Однако потерю высоты (перепад высот) в штопоре этот прибор позволяет определять достаточно правильно. Летная практика показывает, что на сверхзвуковых самолетах чаще применяются методы вывода № 1 и 2. Если первая попытка вывести самолет из штопора (например, методом № 1Н) оказалась безуспешной, т. е. самовращение не прекратилось, летчик должен снова поставить рули по штопору и через 2—4 с повторить вывод, но уже более «сильным» методом (методом № 2Н). В первом случае он, очевидно, применил «слабый» метод, неправильно определив характер штопора. Выбор потребного метода вывода из штопора в значительной мере зависит от весовой компоновки самолета — разноса масс по самолету и от центровки.

Известно, что для дозвуковых самолетов с прямыми крыльями характерен большой разнос масс вдоль размаха крыла, что способствует возникновению в штопоре значительных инерционных моментов крена и рыскания, для современных сверхзвуковых самолетов— большой разнос масс вдоль оси фюзеляжа, способствующий появлению значительных инерционных моментов тангажа и рыскания. Последовательность действий рулями для вывода самолета из штопора зависит от характера взаимодействия инерционных моментов крена, рыскания и тангажа с соответствующими аэродинамическими моментами, создаваемыми отклонением рулей при авторотации. Для уяснения зависимости последовательное, действий рулями при выводе самолета из штопора от разноса масс представим себе три условных (гипотетических) самолета: самолет с нулевым разносом масс или невесомый; самолет, у которого основные массы разнесены вдоль крыла, т. е. самолет с тяжелым крылом и невесомым фюзеляжем и самолет с основными массами, разнесенными вдоль фюзеляжа, т. е. самолет с невесомым крылом и тяжелым фюзеляжем.

У первого самолета все три момента инерции (рыскания, тангажа и крена) будут равны нулю. Ясно, что для прекращения авторотации такого самолета следует руль направления и руль высоты отклонять на вывод из штопора практически одно!Временно. Объясняется это тем, что в данном случае сравнительно легко создать скольжение, парирующее авторотацию, так как аэродинамическому моменту рыскания, возникшему при отклонении руля направления, не будет противодействовать инерционный момент рыскания. На втором самолете при авторотации создать скольжение труднее из-за противодействия аэродинамическому моменту, возникающему при отклонении руля направления, большого инерционного момента рыскания от центробежных сил, создаваемых массами, разнесенными по крылу.

Поэтому очевидно, что для парирования авторотации необходимо отклонить полностью на вывод из штопора (отклонить против штопора) сначала руль направления, создав скольжение, благоприятствующее выводу из режима, а затем руль высоты — для перевода самолета на докритические углы атаки. В этом случае (разнос масс вдоль крыла) отклонять элероны на вывод из штопора не нужно, так как при движении крена кроме аэродинамического момента возникнет большой инерционный кренящий момент, который будет затруднять вывод из режима. На третьем самолете при авторотации развиваются большие инерционные моменты тангажа и рыскаиия. В данном случае, чтобы создать достаточно эффективный для прекращения авторотации управляющий аэродинамический момент , требуется отклонять только рули направления и высоты, но и элероны.

Следовательно, для вывода этого самолета из рассматриваемого режима целесообразно отклонять против штопора одновременно с рулями высоты и направления и элероны, т. е. применять «сильный» метод вывода (№ 4Н или 3Н). Взаимодействие между аэродинамическим (восстанавливающим) и инерционным (дестабилизирующим) моментами тангажа в штопоре. Инерционный момент действует в сторону увеличения угла атаки, т. е. способствует выходу на еще большие закритические утлы атаки, а аэродинамический момент препятствует этому (на устойчивом самолете). Инерционные моменты рыскания, возникающие при штопоре самолетов с прямым и треугольным крыльями, противоположны по направлению действия.

У дозвукового самолета при вращении в штопоре центробежные силы, созданные массами, разнесенными вдоль крыла самолета, вызывают появление инерционного момента рыскания, действующего по штопору. Этот момент по абсолютной величине больше инерционного момента рыскания, созданного центробежными силами масс, распределенных по фюзеляжу, и направленного против штопора. Следовательно, в этом случае результирующий инерционный момент рыскания будет действовать по штопору. У сверхзвукового же самолета в штопоре инерционный момент рыскания, создаваемый центробежными силами за счет масс, разнесенных вдоль фюзеляжа, направлен против штопора. По абсолютной величине этот момент больше инерционного момента рыскания, возникшего от центробежных сил, развиваемых массами, распределенными по крылу, и направленного по штопору.

Очевидно, что результирующий инерционный момент рыскания будет действовать против штопора. Известно, что весовые и геометрические параметры современного сверхзвукового самолета со стреловидным или треугольным крылом по своим значениям больше значений соответствующих параметров самолета с прямым крылом. Поэтому и абсолютная величина будет существенно больше абсолютной величины. Итак, у сверхзвукового самолета инерционный момент рыскания, действуя против штопора, способствует его выходу из этого режима, а у дозвукового самолета этот момент, действуя по штопору, усиливает вращение самолета. Влияние центровки самолета, т. е. положения его центра тяжести относительно средней аэродинамической хорды крыла, на вывод из штопора заключается в том, что при смещении центра тяжести вперед по полету вывод из режима облегчается, а при смещении назад — затрудняется (при прочих равных условиях, в частности при неизменном запасе устойчивости).

Вполне ясно, что для вывода из штопора (возвращения самолета на докритические углы атаки) необходимо, чтобы возникающий при отклонении летчиком руля высоты на пикирование суммарный (управляющий) аэродинамический момент тангажа был больше инерционного кабрирующего момента, создаваемого центробежными силами масс, разнесенных по фюзеляжу. Со смещением центровки назад плечо, подъемной силы, горизонтального оперения и плечо подъемной силы крыла будут уменьшаться. Следовательно, уменьшатся и составляющие суммарного аэродинамического момента — пикирующие аэродинамические моменты, создаваемые указанными подъемными силами. Инерционный же момент будет практически неизменным (мало изменятся плечо и центробежные силы). В результате управляющий момент, выводящий самолет на докритичеокие углы атаки, уменьшится, что затруднит парирование авторотации, и увеличится запаздывание самолета с выходом из штопора. Обратная картина будет наблюдаться при смещении центровки вперед: аэродинамический пикирующий момент станет возрастать (при мало изменяющемся кабрирующем моменте), т. е. условия для вывода самолета из рассматриваемого режима улучшатся.