Расширение эксплуатационного диапазона высот полета делает возможным попадания самолета в сваливание и штопор на весьма больших высотах. С увеличением высоты сваливания начальный (переходный) участок штопора становится более пологим, протяженность его возрастает, потому что возрастает исходная истинная скорость сваливания (при постоянном скоростном напоре из-за уменьшения плотности воздуха с высотой истинная скорость увеличивается). В свою очередь возрастание истинной скорости полета вызывает увеличение числа М. Уменьшение Сус под усиливающимся влиянием сжимаемости с высотой приводит к дополнительному увеличению скорости сваливания. Летчикам на сверхзвуковых самолетах при непреднамеренном попадании в штопор в основном приходится иметь дело именно с начальным участком этого режима, так как в большинстве случаев вывод самолета из штопора приходится начинать задолго до начала его вертикального участка.
Поэтому летчик должен твердо знать все особенности поведения и пилотирования современных сверхзвуковых самолетов на переходном участке штопора. Движение сверхзвукового самолета на переходном участке штопора обычно весьма неравномерно, т. е. сопровождается большими колебаниями, иногда остановками и даже изменениями направления вращения. Это обусловлено влиянием нелинейного протекания аэродинамических характеристик по углам атаки и скольжения, по числам М и Re и т. п., а также влиянием гироскопического момента ротора двигателя и приводит к изменению углов атаки и скольжения самолета в процессе вращения, а значит, и к изменению угловых скоростей крена и рыскания.
Значительно уменьшается и скорость полета. Весьма резко и неравномерно изменяются аэродинамические силы и моменты. Вследствие увеличения угловых скоростей крена и рыскания и неравномерности их изменения влияние гироскопического момента на неравномерность движения самолета в штопоре усиливается. Переход к вертикальному штопору обычно бывает связан с хорошо заметным для летчика изменением характеристик режима. По окончании начального участка (приближенно это совпадает с началом установившегося снижения самолета) вращение самолета становится более определенным по направлению, интенсивным и равномерным. Из-за большого разноса масс вдоль фюзеляжа у сверхзвукового самолета движение крена развивается быстрее, чем движения рыскания и тангажа, что приводит к увеличению соотношения на переходном участке штопора.
Траектория полета на переходном участке под действием силы тяжести (подъемная сила здесь практически самонейтрализуется) постепенно отклоняется вниз. Увеличение крутизны траектории в известной мере замедляется стремлением раскрутившегося самолета подобно гироскопу сохранять исходное положение оси вращения в пространстве. Однако из-за большого угла атаки хвостового оперения (большой угол между продольной осью самолета и вектором скорости полета) на этом оперении возникают значительные аэродинамические силы, стремящиеся опустить нос самолета. Под преобладающим действием этих сил наклон оси вращения, как и наклон траектории, увеличивается (хотя и медленнее, чем у траектории). Спустя некоторое время (на средних высотах это бывает обычно через 15—20 с после входа в штопор) траектория (вектор скорости), а затем и ось вращения самолета становятся вертикальными или почти отвесными, т. е. их направления практически совпадают — начинается вертикальный штопор.
К этому необходимо добавить следующее. Как отмечалось, на переходном участке скорость полета уменьшается (с увеличением закритических углов атаки увеличивается и лобовое сопротивление самолета). Это приводит к уменьшению аэродинамических восстанавливающего момента и момента авторотации. Но момент авторотации уменьшается медленнее, так как он изменяется пропорционально скорости в первой степени, а восстанавливающий — квадрату скорости. Это вызывает дополнительное увеличение скорости вращения, что способствует усилению влияния самолета как гироскопа: приближение оси вращения к вектору скорости, а оси штопора к вертикали замедляется. Итак, к основным факторам, от которых зависят характеристики движений тангажа и рыскания (изменения углов атаки а и скольжения) на переходном участке штопора, относятся:
а) аэродинамические моменты, создаваемые отклоненными по штопору рулями высоты и направления;
б) гироскопический момент ротора двигателя;
в) несовпадение оси вращения самолета с вектором скорости полета, вызывающее циклические изменения углов о и Р;
г) дестабилизирующий инерционный момент рыскания;
д) восстанавливающий аэродинамический момент рыскания, стремящийся сохранить исходный угол скольжения.
В действительности же на переходном участке самолет подвергается воздействию многих других факторов, усугубляющих неравномерность протекания штопора. Здесь (для упрощения, суть явления от этого не меняется) не учитывается влияние, например, демпфирующих и спиральных моментов, а также считается, что аэродинамические восстанавливающие моменты тангажа и рыскания знака не меняют. Изменения под влиянием указанных основных факторов характеристик движений тангажа и рыскания за один оборот самолета (поворот его на 360° относительно оси вращения, не совпадающей с вектором скорости) на переходных участках правого и левого нормальных штопоров при рулях, отклоненных по штопору, и нейтральных элеронах.
В заключение раздела важно отметить следующий существенный фактор, затрудняющий работу летчика при штопоре. Известно, что на некоторых сверхзвуковых самолетах из-за ряда особенностей конструктивно-весовой компоновки (удлиненная носовая часть фюзеляжа, значительные вес и объем механизма, изменяющего стреловидность крыла, и расположение его в центроплане или средней части фюзеляжа и др.) кабина летчика отнесена намного дальше от центра тяжести самолета, чем на старых сверхзвуковых самолетах. Поэтому летчик на современном самолете во время штопора испытывает (в других сходных условиях) существенно большие перегрузки (особенно нормальные).
Поэтому летчик должен твердо знать все особенности поведения и пилотирования современных сверхзвуковых самолетов на переходном участке штопора. Движение сверхзвукового самолета на переходном участке штопора обычно весьма неравномерно, т. е. сопровождается большими колебаниями, иногда остановками и даже изменениями направления вращения. Это обусловлено влиянием нелинейного протекания аэродинамических характеристик по углам атаки и скольжения, по числам М и Re и т. п., а также влиянием гироскопического момента ротора двигателя и приводит к изменению углов атаки и скольжения самолета в процессе вращения, а значит, и к изменению угловых скоростей крена и рыскания.
Значительно уменьшается и скорость полета. Весьма резко и неравномерно изменяются аэродинамические силы и моменты. Вследствие увеличения угловых скоростей крена и рыскания и неравномерности их изменения влияние гироскопического момента на неравномерность движения самолета в штопоре усиливается. Переход к вертикальному штопору обычно бывает связан с хорошо заметным для летчика изменением характеристик режима. По окончании начального участка (приближенно это совпадает с началом установившегося снижения самолета) вращение самолета становится более определенным по направлению, интенсивным и равномерным. Из-за большого разноса масс вдоль фюзеляжа у сверхзвукового самолета движение крена развивается быстрее, чем движения рыскания и тангажа, что приводит к увеличению соотношения на переходном участке штопора.
Траектория полета на переходном участке под действием силы тяжести (подъемная сила здесь практически самонейтрализуется) постепенно отклоняется вниз. Увеличение крутизны траектории в известной мере замедляется стремлением раскрутившегося самолета подобно гироскопу сохранять исходное положение оси вращения в пространстве. Однако из-за большого угла атаки хвостового оперения (большой угол между продольной осью самолета и вектором скорости полета) на этом оперении возникают значительные аэродинамические силы, стремящиеся опустить нос самолета. Под преобладающим действием этих сил наклон оси вращения, как и наклон траектории, увеличивается (хотя и медленнее, чем у траектории). Спустя некоторое время (на средних высотах это бывает обычно через 15—20 с после входа в штопор) траектория (вектор скорости), а затем и ось вращения самолета становятся вертикальными или почти отвесными, т. е. их направления практически совпадают — начинается вертикальный штопор.
К этому необходимо добавить следующее. Как отмечалось, на переходном участке скорость полета уменьшается (с увеличением закритических углов атаки увеличивается и лобовое сопротивление самолета). Это приводит к уменьшению аэродинамических восстанавливающего момента и момента авторотации. Но момент авторотации уменьшается медленнее, так как он изменяется пропорционально скорости в первой степени, а восстанавливающий — квадрату скорости. Это вызывает дополнительное увеличение скорости вращения, что способствует усилению влияния самолета как гироскопа: приближение оси вращения к вектору скорости, а оси штопора к вертикали замедляется. Итак, к основным факторам, от которых зависят характеристики движений тангажа и рыскания (изменения углов атаки а и скольжения) на переходном участке штопора, относятся:
а) аэродинамические моменты, создаваемые отклоненными по штопору рулями высоты и направления;
б) гироскопический момент ротора двигателя;
в) несовпадение оси вращения самолета с вектором скорости полета, вызывающее циклические изменения углов о и Р;
г) дестабилизирующий инерционный момент рыскания;
д) восстанавливающий аэродинамический момент рыскания, стремящийся сохранить исходный угол скольжения.
В действительности же на переходном участке самолет подвергается воздействию многих других факторов, усугубляющих неравномерность протекания штопора. Здесь (для упрощения, суть явления от этого не меняется) не учитывается влияние, например, демпфирующих и спиральных моментов, а также считается, что аэродинамические восстанавливающие моменты тангажа и рыскания знака не меняют. Изменения под влиянием указанных основных факторов характеристик движений тангажа и рыскания за один оборот самолета (поворот его на 360° относительно оси вращения, не совпадающей с вектором скорости) на переходных участках правого и левого нормальных штопоров при рулях, отклоненных по штопору, и нейтральных элеронах.
В заключение раздела важно отметить следующий существенный фактор, затрудняющий работу летчика при штопоре. Известно, что на некоторых сверхзвуковых самолетах из-за ряда особенностей конструктивно-весовой компоновки (удлиненная носовая часть фюзеляжа, значительные вес и объем механизма, изменяющего стреловидность крыла, и расположение его в центроплане или средней части фюзеляжа и др.) кабина летчика отнесена намного дальше от центра тяжести самолета, чем на старых сверхзвуковых самолетах. Поэтому летчик на современном самолете во время штопора испытывает (в других сходных условиях) существенно большие перегрузки (особенно нормальные).