Устойчивость самолета— это его способность самостоятельно, без вмешательства летчика, сохранять заданный режим полета или движения по земле (на взлете и посадке) и возвращаться к исходному режиму после непроизвольного отклонения от него под действием внешних возмущений.
На неуправляемом самолете летать невозможно. На неустойчивом — летать в принципе возможно (практически нельзя, например, при неустойчивости по перегрузке на больших углах атаки), однако это трудно и иногда опасно, требует непрерывного вмешательства летчика в управление для парирования внешних возмущений, а следовательно, и очень больших затрат его психофизиологической энергии. Поэтому обеспечение хорошей управляемости является первоочередной задачей с точки зрения предотвращения сваливания и повышения боевой эффективности самолета.

Управляемость тесно связана с устойчивостью самолета. Хорошая устойчивость — залог хорошей управляемости (условие необходимое, но еще не достаточное). Устойчивый самолет сохраняет известную невосприимчивость к воздействию слабых возмущений (обладает достаточной «плотностью хода» или «плотно сидит в воздухе»), а на воздействие сильных возмущений отвечает быстрым восстановлением нарушенного исходного режима полета. Хорошая устойчивость — необходимое условие предотвращения непроизвольного выхода самолета за предельный режим. Для хорошей управляемости характерны простые, соразмерные, легко выполнимые и контролируемые в полете отклонения рычагов управления, а также строгая соразмеренность ответной реакции самолета на эти отклонения: не слишком резкая, но и без заметного запаздывания и медленно затухающих колебаний самолета.
На неустойчивом самолете для перехода с одного установившегося режима полета на другой летчик должен после отклонения рычага управления в направлении, требуемом для выполнения этого маневра, тотчас же возвращать этот рычаг в исходное положение и даже отклонять его в противоположную сторону, чтобы прекратить быстро развивающееся возмущенное движение самолета.

На нейтральном и малоустойчивом самолетах требуются такие же двойные (поступательно-возвратные) движения рычагами управления, но только в меньшей мере. После завершения маневра на нейтральном самолете летчик должен возвращать рычаги управления в исходное положение, а на устойчивом — оставлять их в отклоненном положении. На достаточно устойчивом самолете двойные (поступательно-возвратные) действия рычагами управления практически не требуются, а характер действий рычагами весьма прост. У такого самолета быстрее реакция на действия летчика (меньше запаздывание с ответной реакцией на отклонение рулей). Все это облегчает контроль за режимом полета и дозировку потребных отклонений рычагов управления, заметно разгружает внимание летчика и уменьшает затраты его энергии. Итак, очевидно, что, чем лучше устойчивость, тем лучше и управляемость самолета, а значит, тем больше возможностей для предотвращения сваливания. О важности и необходимости решения вопросов предотвращения сваливания говорит такая особенность поведения самолета в режиме.

Сваливание в большинстве случаев происходит неожиданно для летчика и сопровождается потерей (частичной, а иногда и полной) управляемости самолета. Фактор неожиданности и ощущение потери управляемости делают этот режим весьма опасным. После сваливания, как уже указывалось раньше, возможен переход самолета в пикирование (наиболее благоприятный вариант), в спираль или в штопор. В штопоре управляемость самолета значительно ухудшается (по сравнению с управляемостью на эксплуатационных режимах полета), однако, как правило, она остается достаточной для надежного вывода самолета из этого режима (при правильном пилотировании). В спирали управляемость самолета через некоторое время практически полностью восстанавливается (если летчик не допускает грубых ошибок пилотирования). -В обоих случаях (при переходе в спираль и особенно при попадании в штопор) теряется большая высота, что, естественно, наиболее опасно при малой исходной высоте сваливания. Фактор неожиданности и ощущение потери управляемости могут оказаться более важными вопросами, решаемыми при выборе рекомендуемых методов вывода самолета из сваливания, чем потеря высоты на выводе. Поэтому действия летчика по выводу самолета из сваливания по возможности должны быть предельно простыми.

Если сваливание произошло на большой скорости, возможно превышение максимальной эксплуатационной перегрузки (появление остаточных деформаций или даже поломок конструкций), а при переходе после сваливания в спираль — предельно допустимых числа М и скоростного напора.
Если будет свалившие на малой высоте, например, при заходе на посадку, то самолет будет снижаться с большой вертикальной скоростью и может подойти к земле с большим креном, что может привести к аварии (поломке крыла и т. д.). Следует отметить одну характерную и очень опасную ошибку пилотирования: попытку прекратить снижение самолета, движущегося после сваливания по спирали, отклонением ручки управления на себя. В этом случае самолет начинает вращаться еще быстрее, увеличится и скорость снижения (но не уменьшится!). Появление такой ошибки весьма вероятно потому, что при снижении сверхзвукового самолета по такой спирали летчику труднее заметить вращение (мала угловая скорость), чем на дозвуковом самолете.

Поэтому следует вновь подчеркнуть важную роль в предотвращении попадания самолета на неэксплуатационный режим полета естественных и искусственных признаков, а также индикаторов и сигнализаторов, заблаговременно предупреждающих летчика о приближении опасного режима, или устройств, автоматически препятствующих выходу самолета на этот режим. Это помогает летчику увереннее пилотировать самолет, полнее используя все его маневренные возможности. Необходимость применения на сверхзвуковых самолетах средств предупреждения летчика о приближении к критическим режимам (индикаторов, сигнализаторов и т. п.) связана с тем, что, как уже говорилось, у.этих самолетов (по сравнению с дозвуковыми), во-первых, слабо проявляется, очень рано или слишком поздно (перед самым сваливанием) возникает или вовсе отсутствует аэродинамическая тряска (основной естественный предупреждающий признак) и, во-вторых, величины С и ас уменьшаются с увеличением скорости (числа М) под влиянием сжимаемости воздуха.

Работа средств индикации и сигнализации может быть основана на замере угла атаки или Су. Кроме того, при выработке предупреждающей информации должны учитываться величины угла скольжения, числа М, угловые скорости крена и тангажа и др., так как в области околокритических углов атаки на характер протекания зависимости Cy=f(a) значительное влияние оказывают скольжение, сжимаемость и прочие факторы. Предупреждение о выходе на околокритические режимы полета летчик должен получать заранее, в частности при скорости, превышающей скорость сваливания (запас по скорости) не менее чем на 5—10%, или при угле атаки, меньшем запасу по углу атаки). Величины запасов по скорости и углу атаки выбираются для конкретного типа самолета в зависимости от характеристик его устойчивости, управляемости и особенностей пилотирования на околокритических режимах, а также и от параметров исходного режима полета (например, темпа отклонения летчиком ручки управления на себя или скорости нарастания угла атаки самолета). Эти запасы можно при необходимости увеличивать (например, при неустойчивости самолета по перегрузке на больших углах атаки) либо уменьшать (например, при достаточной степени продольной статической устойчивости самолета по перегрузке, а также резком нарастании усилий и потребных отклонений ручки управления при выходе на режим а.

На малых высотах запас по углу атаки в основном определяется: при малых скоростях полета, а при больших скоростях — величиной максимальной эксплуатационной перегрузки (ограничением по прочности). Иными словами, прибор, работа которого основана на замере угла атаки, на малых высотах должен выдавать сигнал, предупреждающий летчика о приближении опасного режима: при малых скоростях полета — по достижении адоп, при больших — по достижении а, соответствующего максимальной эксплуатационной перегрузке (ограничению по прочности). У приборов, предназначенных для предупреждения выхода самолета на критические режимы, работа которых основана на замере величин Су самолета, вся измерительная аппаратура (датчики перегрузки и расхода горючего для измерения фактического полетного веса самолета) находится внутри самолета. Недостач ком их является необходимость измерения фактического веса самолета в полете, что связано с определенными трудностями создания и наладки специальной аппаратуры. Другой недостаток этих индикаторов: вследствие изгиба кривой. B области максимума они могут показывать одинаковые значения Су как на докритическом, так и на закритическом режиме полета. Поэтому индикация предупреждающей информации по замеру Су может дезориентировать летчика.

В настоящее время, как правило, используются средства предупреждения приближения к сваливанию, основанные на измерении фактических углов атаки и скольжения самолета. Так, например, для этого применяются флюгарки-датчики углов. Они устанавливаются обычно на носовой штанге приемника воздушного давления, располагающейся в набегающем потоке. Показания датчиков передаются на индикатор и сигнализирующее устройство. Удобен для пользования трехстрелочный индикатор углов атаки с ленточной шкалой. При выходе на предельно допустимый угол атаки срабатывает тактильный, звуковой или световой сигнализатор. Преимущество способа предупреждения о приближении к сваливанию по углу атаки (по сравнению с методом определения по Су) состоит в том, что в этом случае нет необходимости измерять в полете вес самолета, а значит, и иметь для этого аппаратуру. На современных самолетах (дозвуковых, а тем более на сверхзвуковых) естественных предупреждающих признаков, как правило, бывает недостаточно для надежного, безопасного пилотирования на пределе маневренных возможностей. Поэтому необходимо создавать искусственные сигналы или признаки, предупреждающие летчика о приближении сваливания. Они должны разумно дополнять естественные признаки. Для этого применяется тактильная сигнализация. Ее предупреждающие сигналы должны быть четко различимыми при появлении естественных предупреждающих признаков.

При полете в турбулентной атмосфере в безоблачную погоду на больших высотах летчику часто бывает трудно из-за воздействия болтанки определить приближение к срывному режиму. В таком случае целесообразно пилотировать самолет по углу атаки. И вообще на всех режимах полета, на которых летчик должен в первую очередь внимательно следить за тем, чтобы не выйти за предельно допустимый угол атаки (полет на малых скоростях, маневрирование на больших высотах с большими перегрузками, заход на посадку и т. д.), пилотировать следует в основном только по углу атаки, а не по скорости или углу тангажа. Такой способ пилотирования на указанных режимах наиболее легок и безопасен. Однако он требует установки на самолете надежного (практически безотказного) указателя угла атаки. Значительно облегчает пилотирование самолета на этих режимах использование уже упоминавшейся ранее системы индикации на лобовом стекле (СИЛС). Она позволяет летчику, в частности, пилотировать по углу атаки, индицируемому на лобовое стекло, практически не глядя в кабину для получения дополнительной информации (разумеется, в тех случаях, когда требуется выдерживать в основном только индицируемый параметр — угол атаки), т. е. уделяя все внимание слежению за окружающей обстановкой.

Как уже указывалось, кроме индикации необходимо иметь и сигнализацию летчику о приближении сваливания, в частности тактильную сигнализацию. Для нее можно применить, например, датчик угла атаки и закон срабатывания (настройки) СИЛС. Сигнализация должна срабатывать при приближении АаДОп к нулю. В качестве датчиков угла атаки могут использоваться либо датчики флюгарочного типа, либо пневматические (барометрические) датчики, позволяющие определять угол атаки по замеренному перепаду давлений. Последние могут быть выполнены, например, в виде насадков вильчатого типа и замерять скоростной напор в набегающем потоке или замерять статическое давление в разных точках профиля крыла, или работать на принципе выравнивания давлений в двух полостях, разделенных герметической перегородкой, устанавливающейся по потоку, и т. п.
Недостатком датчиков углов атаки флюгарочного и пневматического типа является использование лишь косвенной информации о приближении срывных режимов (о характере обтекания крыла). Кроме того, режим обтекания вынесенных в набегающий поток флюгарки и насадка вильчатого типа почти всегда отличается от режима обтекания крыла.

Более надежным источником информации о характере обтекания крыла может служить прибор, работа которого основана на измерении толщины пограничного слоя крыла. При безотрывном обтекании толщина пограничного слоя мало изменяется с увеличением докритических углов атаки. С приближением же непосредственно к околокритическому углу атаки толщина этого слоя нарастает резко, иногда даже почти скачкообразно. Это и дает возможность точно определять момент появления срывного обтекания— приближение сваливания. Такой прибор реагирует на изменение характера обтекания независимо от причин, вызвавших это изменение. К недостаткам датчиков угла атаки флюгарочного типа следует отнести и возможность повреждения флюгарки или изменения ее установочного угла при наземном обслуживании самолета, а также необходимость введения поправок в их показания. Последнее обусловлено тем, что флюгарка измеряет по существу не угол атаки самолета, а угол между направлением местной линии тока (в месте расположения флюгарки) и осью самолета.

Разность между этим углом и фактическим углом атаки самолета (поправка к показаниям флюгарки) может существенно изменяться в зависимости от режима полета, режима работы двигателей, внешней конфигурации самолета и т. п. Поэтому при тарировке прибора заранее учитывается средняя величина поправки, а затем уже в его показания вносятся коррективы на отклонение фактической величины поправки от ее среднего значения в различных условиях полета. Место установки флюгарки на самолете должно обеспечивать получение минимальных значений этих отклонений. В известной степени эти недостатки присущи и всем системам сигнализации, основанным на использовании пневмодатчиков. Прибор-сигнализатор целесообразно связать с автоматическим устройством в системе управления, например, отклоняющим ручку управления (независимо от действий летчика) вперед —при превышении предельно допустимого положительного угла атаки и назад —при выходе за предельно допустимый отрицательный угол атаки, или обеспечивающим отклонение педалей автопилотом для предотвращения возникновения дивергентного движения рыскания.