На динамических высотах (особенно вблизи динамического потолка и тем более — на динамическом потолке) возникает ряд дополнительных предпосылок, повышающих вероятность сваливания и перехода самолета в штопор. Обусловлено это торможением с выходом на большие углы атаки и малые скорости (при наборе высоты горкой), быстрой сменой неустановившихся режимов полета, уменьшением демпфирования из-за падения плотности воздуха, возросшим влиянием сжимаемости, снижением вязкости воздуха и т. п. При выполнении горки для набора динамической высоты с большими углами тангажа значительно ухудшается обзор и затрудняется ориентировка в пространстве (летчик, например, не видит линии горизонта). Этому в значительной степени способствуют неблагоприятные условия освещенности (резкие светотени) . В полете на этих высотах летчик должен быть особенно внимательным и тщательно следить за тем, чтобы не допустить выхода за предельно допустимые углы атаки. Известны случаи непроизвольного попадания современных маневренных сверхзвуковых самолетов в штопор на динамических высотах.

Так, например, в 1964 г. американский летчик-испытатель Чарльз Игер в полете на динамический потолок на самолете «Локхид» NF-104A вошел в штопор на высоте 30,8 км. После неоднократных безуспешных попыток вывести самолет из штопора летчик вынужден был катапультироваться. В 1968 г. экспериментальный самолет Х-15, стартовавший с самолета-носителя, во время набора высоты по баллистической траектории на высоте 81,2 км начал медленный разворот. Летчик, ошибочно приняв указатель крена за указатель скольжения, с помощью органов ручного реактивного управления способствовал увеличению угла скольжения. В результате самолет оказался под углом примерно 90° к траектории полета и начал терять высоту. По мере снижения возрастали аэродинамические силы и моменты, что приводило к дальнейшему развороту самолета. На высоте примерно 70 км при числе М~5 возник нормальный штопор, длившийся 43 с. Летчику удалось вывести самолет из штопора на высоте около 37 км при числе М~4,7. Однако из-за появившихся в процессе вывода из штопора автоколебаний органов управления самолет потерпел катастрофу.

Величина начальной высоты полета может оказывать весьма существенное влияние на характеристики штопора. При попадании в штопор на динамических высотах значительно усиливаются колебания самолета в штопоре. Развивается устойчивый колебательный штопор или даже неустойчивый. Зачастую движение самолета в режиме оказывается весьма неопределенным: вращение то ускоряется, то замедляется, то прекращается и вновь возникает. Пример, характеризующий различие в угловых скоростях вращения сверхзвукового самолета в правом нормальном штопоре при попадании в режим на динамической и статической высотах (в сходных условиях). У самолета, вошедшего в штопор на динамической высоте, амплитуда колебаний угловой скорости креча примерно в 3—4 раза больше амплитуды колебаний самолета, попавшего в штопор на статической высоте. Штопор, весьма равномерный на статической высоте, на динамических высотах протекал с периодическими изменениями не только величин, но и знаков угловых скоростей крена и рыскания (т. е. это был нормальный неустойчивый штопор, протекавший в виде падения листом). На динамических высотах значительно возрастает разница между режимами правого и левого штопоров.

В основном это объясняется тем, что с высотой уменьшаются аэродинамические моменты, но усиливается влияние гироскопического момента ротора двигателя (и при штопорении с неработающим двигателем влияние этого момента тоже увеличивается, так как обороты авторотации двигателя на таких высотах возрастают). Значительно увеличивается на динамических высотах скорость снижения самолета в штопоре. Так, например, если на высоте примерно 7 км эта скорость составляет около 80 м/с, то в сходных условиях на 30 км она уже превышает 200 м/с. Обусловлено это в основном тем. что при постоянной приборной скорости (постоянном скоростном напоре) с увеличением высоты истинная скорость полета растет. Характерной особенностью поведения самолета в штопоре на динамических высотах являются весьма большие колебания угловых скоростей, углов атаки, тангажа, крена и скольжения, а следовательно, и соответствующих перегрузок. В штопоре на этих высотах увеличивается отношение средних абсолютных величин угловых скоростей рыскания и крена. Продольные колебания самолета могут сопровождаться такими большими изменениями угла тангажа, что нос самолета в режиме нормального штопора может периодически то подниматься намного выше горизонта, то опускаться настолько, что самолет оказывается в вертикальном или близком к нему положении.

При этом углы крена могут изменяться больше чем на ±180°, а самолет может периодически попадать в положение «на спине» или даже практически выполнять бочку. Все это значительно ухудшает видимость горизонта (даже в конце горки, т. е. при сравнительно небольших углах тангажа, летчик при отличной погоде видит обычно только часть линии горизонта) и весьма затрудняет летчику сохранение пространственной ориентировки, т. е. сохранение правильного представления о характере движения самолета и его пространственном положении. Уменьшение устойчивости движения и увеличение неравномерности вращения самолета в штопоре на динамических высотах усиливают (или порождают, если в штопоре на сравнительно меньших высотах последняя отсутствует) его тенденцию к непроизвольным периодическим остановкам вращения, переходам из нормального штопора одного направления в нормальный штопор другого направления (из правого в левый и наоборот) при неизменном положении рулей по начальному штопору. Уменьшение устойчивости движения и возрастание продольных колебаний самолета на динамических высотах усиливают его стремление к непроизвольному переходу из нормального в перевернутый штопор и обратно (тоже при неизменном положении рулей по исходному штопору). Как правило, у сверхзвуковых самолетов нормальный штопор на динамических высотах протекает в виде падения листом по спиралеобразной траектории либо (реже)— с нарастающими колебаниями.

При таком характере изменения режима иногда даже очень опытному летчику трудно бывает отличить правый штопор от левого и нормальный от перевернутого. Пример сваливания с переходом самолета в штопор на динамических высотах. Летчик ввел самолет в горку по достижении числа Мпред-2,5. В процессе выполнения горки возникли боковые колебания самолета (на 20 км), нараставшие с высотой. При этом ручку управления летчик удерживал отклоненной полностью на себя (—30°) для выхода на динамический потолок, а парируя боковые колебания, непрерывно действовал элеронами и рулем направления. На динамической высоте (29 км) возникло сваливание (при 180 с), а примерно через 10 с после этого (на динамическом потолке 30 км) самолет вошел в штопор и начал снижаться. Режим протекал крайне неустойчиво: самолет попеременно переходил из нормального в перевернутый и из правого-в левый штопор. Так, например, с - 190 с в течение 10 с был левый нормальный штопор, в следующие 10 с — правый перевернутый, затем правый нормальный (в интервале 220—225 с) и т. д. Авторотация прекратилась только на высоте примерно 12 км. С момента начала сваливания до момента прекращения авторотации прошло примерно 60 с. С момента начала штопора до момента прекращения самовращения потеряно около 18 км высоты.

Сильное влияние увеличения начальной высоты на характеристики штопора объясняется не столько непосредственно самим падением плотности воздуха с высотой, сколько (и в основном) влиянием изменения таких параметров подобия режимов полета, как чисел М, Re и т. п. Изменение этих параметров влияет на протекание аэродинамических коэффициентов и их производных по углам атаки и скольжения, приводя, в частности, к существенному усилению нелинейности протекания этих зависимостей. Уменьшение аэродинамического демпфирования и относительное увеличение инерционных моментов (особенно рыскания и тангажа) на динамических высотах также способствуют возрастанию колебаний и неравномерности движения самолета в штопоре. Протяженность и продолжительность переходного участка штопора при практически неизменном начальном скоростном напоре (сваливание с минимальной скорости) с увеличением динамической высоты значительно возрастают, что объясняется в основном увеличением начальной истинной скорости полета (увеличением начальной кинетической энергии самолета). Указанные характеристики переходного участка возрастают и в том случае, если эта скорость остается неизменной. Это обусловлено уменьшением аэродинамических сил (в первую очередь лобового сопротивления) и моментов (в частности, момента, действующего на хвостовое оперение и способствующего опусканию носа самолета) с падением плотности воздуха.

Вследствие большой протяженности переходного участка штопора у сверхзвуковых самолетов на динамических высотах характерно следующее изменение скорости полета в штопоре после сваливания с минимальной скорости исходногисходного режима прямолинейного горизонтального полета. В начале этого участка (когда лобовое сопротивление самолета с переходом на закритические углы атаки значительно возрастает, а ось штопора имеет малый наклон к горизонту) индикаторная и истинная скорости полета уменьшаются. Когда же наклон оси штопора увеличится настолько, что составляющая силы веса самолета, действующая в направлении полета, станет больше лобового сопротивления, индикаторная скорость начинает расти. При этом обычно увеличивается и истинная скорость полета, но в меньшей степени, так как плотность воздуха из-за снижения самолета возрастает (обычно эта скорость возрастает до величины, меньшей ее начального значения). На вертикальном участке, т. е. в развившемся штопоре, индикаторная скорость полета остается практически постоянной, а истинная скорость в процессе снижения уменьшается (растет плотность воздуха). При попадании в штопор с динамического потолка (когда начальная приборная скорость полета намного меньше минимальной скорости установившегося горизонтального полета) самолет на протяжении переходного участка штопора разгоняется.

Обусловлено это тем, что в режиме вертикального штопора, когда (хотя бы приближенно) устанавливается равновесие сил, действующих на самолет по вертикали, средняя скорость полета будет близка к Vmin. Указанная особенность в этом случае способствует значительному увеличению переходного участка штопора. Существенно влияет на режим штопора начальная приборная скорость полета. Так, например, только увеличение этой скорости (без учета влияния сжимаемости и вязкости воздуха) значительно усиливает резкость входа в штопор, а также неравномерность движения и колебаний самолета в режиме (из-за возрастания аэродинамических сил и моментов с увеличением скоростного напора). При входе в штопор с большой приборной скорости появляются значительные продольные и боковые колебания самолета, которые, однако, быстро затухают с уменьшением ее. В результате того что возрастание начальной приборной скорости полета влечет за собой увеличение влияния сжимаемости и вязкости воздуха (увеличение чисел М и Re), указанные колебания еще более усиливаются. Поэтому штопор, возникающий после динамического сваливания, отличается заметно большей неравномерностью и нестабильностью протекания всех его параметров.

Особенно большие колебания и наиболее сильное проявление резкости и неравномерности движения самолета в штопоре наблюдаются при сваливании с больших сверхзвуковых скоростей (чисел М) полета. В этом случае кроме значительного увеличения переходного участка штопора весьма усиливается интенсивность самовращения (большая приборная скорость полета) самолета непосредственно после входа в штопор (большой момент авторотации). В штопоре, возникшем на сверхзвуковом числе М и протекающем сравнительно недолго (быстрый вывод), возможно сохранение сверхзвуковой скорости в режиме и даже на выходе самолета из него. Так, например, видно, что самолет вошел в штопор при числе М-1,48 и на выходе из него скорость все еще была сверхзвуковая (число М-1,2). После входа в штопор с больших сверхзвуковых скоростей скорость гасится быстрее, чем с дозвуковых, так как в этом случае лобовое сопротивление самолета больше. После входа в штопор с начальной перегрузкой траектория полета в начале переходного участка отклоняется вверх, что обусловлено действием сравнительно большой нормальной силы, направленной в начальный момент (при отсутствии крена) вертикально вверх. Это приводит к увеличению неравномерности движения самолета и создает летчику дополнительное затруднение в определении характера возникшего режима.