Elk vliegtuig handelt enigszins anders omdat elk op zijn eigen manier weerstand biedt aan of reageert op controledruk. Een trainingsvliegtuig reageert bijvoorbeeld snel op besturingstoepassingen, terwijl een transportvliegtuig zwaar aanvoelt op de besturing en langzamer reageert op controledruk. Deze functies kunnen in een vliegtuig worden ontworpen om het specifieke doel van het vliegtuig te vergemakkelijken door rekening te houden met bepaalde stabiliteits- en manoeuvreervereisten. De volgende discussie vat de belangrijkste aspecten van de stabiliteit, manoeuvreerbaarheid en controleerbaarheid van een vliegtuig samen; hoe ze worden geanalyseerd; en hun relatie met verschillende vliegomstandigheden.

4.5.1 Stabiliteit #

Stabiliteit is de inherente kwaliteit van een vliegtuig om te corrigeren voor omstandigheden die het evenwicht kunnen verstoren, en om terug te keren naar of verder te gaan op het oorspronkelijke vliegpad. Het is in de eerste plaats een kenmerk van een vliegtuigontwerp. De vliegroutes en houdingen die een vliegtuig vliegt, worden beperkt door de aerodynamische kenmerken van het vliegtuig, het voortstuwingssysteem en de structurele sterkte. Deze beperkingen geven de maximale prestaties en manoeuvreerbaarheid van het vliegtuig aan. Als het vliegtuig maximaal nut wil bieden, moet het veilig tot het uiterste van deze limieten kunnen worden bestuurd zonder de kracht van de piloot te overschrijden of een uitzonderlijk vliegvermogen te vereisen. Als een vliegtuig recht en stabiel langs een willekeurig vliegpad moet vliegen, moeten de krachten die erop werken in een statisch evenwicht zijn. De reactie van elk lichaam wanneer het evenwicht wordt verstoord, wordt stabiliteit genoemd. De twee soorten stabiliteit zijn statisch en dynamisch.

4.5.2 Statische stabiliteit #

Statische stabiliteit verwijst naar de initiële neiging, of bewegingsrichting, terug naar evenwicht. In de luchtvaart verwijst het naar de eerste reactie van het vliegtuig wanneer deze wordt gestoord door een bepaalde AOA, slip of bank.

• Positieve statische stabiliteit – de aanvankelijke neiging van het vliegtuig om na te zijn verstoord terug te keren naar de oorspronkelijke staat van evenwicht [Figuur 4-18]
• neutrale statische stabiliteit – de aanvankelijke neiging van het vliegtuig om in een nieuwe toestand te blijven nadat het evenwicht is verstoord [Figuur 4-18]
• Negatieve statische stabiliteit – de aanvankelijke neiging van het vliegtuig om weg te gaan van de oorspronkelijke staat van evenwicht na te zijn verstoord [Figuur 4-18]

4.5.3 Dynamische stabiliteit #

Statische stabiliteit is gedefinieerd als de initiële neiging om terug te keren naar het evenwicht dat het vliegtuig vertoont nadat het is verstoord door zijn getrimde toestand. Af en toe is de initiële tendens anders of tegengesteld aan de algehele tendens, dus er moet een onderscheid worden gemaakt tussen de twee.

Dynamische stabiliteit verwijst naar de reactie van het vliegtuig in de loop van de tijd wanneer deze wordt gestoord door een bepaalde AOA, slip of bank. Dit type stabiliteit heeft ook drie subtypes: [Figuur 4-19]

• Positieve dynamische stabiliteit – Na verloop van tijd neemt de beweging van het verplaatste object af in amplitude en, omdat het positief is, keert het object verplaatst terug naar de evenwichtstoestand.
• Neutrale dynamische stabiliteit – zodra het verplaatst is, neemt het verplaatste object niet af of neemt het in amplitude toe. Een versleten auto-schokdemper vertoont deze neiging.
• Negatieve dynamische stabiliteit – in de loop van de tijd neemt de beweging van het verplaatste object toe en wordt het meer divergent.

Stabiliteit in een vliegtuig treft twee gebieden aanzienlijk:

• Manoeuvreerbaarheid – de kwaliteit van een vliegtuig waarmee het gemakkelijk kan worden gemanoeuvreerd en bestand is tegen de spanningen die door manoeuvres worden opgelegd. Het wordt bepaald door het gewicht, de traagheid, de grootte en de locatie van vluchtcontroles, structurele sterkte en krachtcentrale van het vliegtuig. Het is ook een vliegtuigontwerpkenmerk.
• Besturingsbaarheid – het vermogen van een vliegtuig om te reageren op de controle van de piloot, vooral met betrekking tot vluchtpad en houding. Het is de kwaliteit van de reactie van het vliegtuig op de controletoepassing van de piloot bij het manoeuvreren van het vliegtuig, ongeacht de stabiliteitseigenschappen.

4.5.4 Longitudinale stabiliteit (pitching) #

Bij het ontwerpen van een vliegtuig wordt veel moeite gedaan om de gewenste stabiliteit rond alle drie de assen te ontwikkelen. Maar longitudinale stabiliteit rond de laterale as wordt beschouwd als het meest beïnvloed door bepaalde variabelen in verschillende vliegomstandigheden.

Longitudinale stabiliteit is de kwaliteit die een vliegtuig stabiel maakt om zijn laterale as. Het gaat om de pitching-beweging terwijl de neus van het vliegtuig tijdens de vlucht op en neer beweegt. Een longitudinaal onstabiel vliegtuig heeft de neiging om geleidelijk te duiken of klimmen in een zeer steile duik of klim, of zelfs een kraam. Zo wordt een vliegtuig met longitudinale instabiliteit moeilijk en soms gevaarlijk om te vliegen.

Statische longitudinale stabiliteit of instabiliteit in een vliegtuig, is afhankelijk van drie factoren: locatie van de vleugel ten opzichte van de CG-locatie van de horizontale staartoppervlakken ten opzichte van het CG-gebied of de grootte van de staartoppervlakken

Bij het analyseren van de stabiliteit moet worden herinnerd dat een lichaam dat vrij is om te draaien altijd rond zijn CG draait.

Om statische longitudinale stabiliteit te verkrijgen, moet de relatie van de vleugel- en staartmomenten zodanig zijn dat, als de momenten aanvankelijk in evenwicht zijn en het vliegtuig plotseling met de neus omhoog is, de vleugelmomenten en staartmomenten zo veranderen dat de som van hun krachten een onevenwichtig maar herstellend moment oplevert dat, in Draai, brengt de neus weer naar beneden. Evenzo, als het vliegtuig met zijn neus naar beneden is, brengt de resulterende verandering in momenten de neus weer omhoog.

De CL in de meeste asymmetrische vleugels heeft de neiging om zijn voor- en achterposities te veranderen met een verandering in de AOA. De CL heeft de neiging om vooruit te gaan met een toename van AOA en naar achteren te gaan met een afname van AOA. Dit betekent dat wanneer de AOA van een vleugelprofiel wordt verhoogd, de CL, door vooruit te gaan, de neiging heeft om de voorrand van de vleugel nog meer op te tillen. Deze tendens geeft de vleugel een inherente kwaliteit van instabiliteit. (Opmerking: CL staat ook bekend als het drukcentrum (CP).)

Figuur 4-20 toont een vliegtuig in straight-and-level vlucht. De lijn CG-CL-T vertegenwoordigt de lengteas van het vliegtuig van het CG tot een punt T op de horizontale stabilisator.

De meeste vliegtuigen zijn zo ontworpen dat de CL van de vleugel zich aan de achterkant van de CG bevindt. Dit maakt het vliegtuig “neus zwaar” en vereist dat er een lichte neerwaartse kracht op de horizontale stabilisator is om het vliegtuig in evenwicht te brengen en te voorkomen dat de neus voortdurend naar beneden springt. Compensatie voor deze neuszwaarte wordt verschaft door de horizontale stabilisator op een lichte negatieve AOA te zetten. De aldus geproduceerde neerwaartse kracht houdt de staart naar beneden, waardoor de “zware” neus wordt gecompenseerd. Het is alsof de lijn CG-CL-T een hefboom was met een opwaartse kracht bij CL en twee neerwaartse krachten die elkaar in evenwicht houden, de ene een sterke kracht op het CG-punt en de andere, een veel mindere kracht, op punt T (neerwaartse luchtdruk op de stabilisator). Om dit fysica-principe beter te visualiseren: als een ijzeren staaf zou worden opgehangen bij punt CL, met een zwaar gewicht dat aan het CG hangt, zou het neerwaartse druk op punt T meten om de “hendel” in balans te houden.

Hoewel de horizontale stabilisator vlak kan zijn wanneer het vliegtuig in een vlakke vlucht is, is er een neerwaartse lucht van de vleugels. Deze downwash slaat de bovenkant van de stabilisator en produceert een neerwaartse druk, die met een bepaalde snelheid net genoeg is om de “hendel” in evenwicht te brengen. Hoe sneller het vliegtuig vliegt, hoe groter deze neerwaartse spoeling en hoe groter de neerwaartse kracht op de horizontale stabilisator (behalve T-staarten). [Figuur 4-21] In vliegtuigen met horizontale stabilisatoren met een vaste positie stelt de vliegtuigfabrikant de stabilisator in een hoek die de beste stabiliteit (of balans) biedt tijdens de vlucht bij de ontwerpvaartsnelheid en vermogensinstelling.

Als de snelheid van het vliegtuig afneemt, wordt de snelheid van de luchtstroom over de vleugel verminderd. Als gevolg van deze verminderde luchtstroom over de vleugel wordt de neerwaartse spoeling verminderd, waardoor een mindere neerwaartse kracht op de horizontale stabilisator ontstaat. Op zijn beurt wordt de karakteristieke zwaarte van de neus geaccentueerd, waardoor de neus van het vliegtuig meer naar beneden gaat. [Figuur 4-22] Dit plaatst het vliegtuig in een neus-lage houding, waardoor de AOA en de luchtweerstand van de vleugel wordt verminderd en de luchtsnelheid toeneemt. Naarmate het vliegtuig doorgaat in de neus-lage houding en de snelheid toeneemt,

De neerwaartse kracht op de horizontale stabilisator wordt opnieuw verhoogd. Bijgevolg wordt de staart weer naar beneden geduwd en stijgt de neus in een klimhouding.

Naarmate deze klim voortduurt, neemt de luchtsnelheid weer af, waardoor de neerwaartse kracht op de staart afneemt totdat de neus weer daalt. Omdat het vliegtuig dynamisch stabiel is, daalt de neus deze keer niet zo ver als voorheen. Het vliegtuig verwerft genoeg snelheid in deze meer geleidelijke duik om het in een nieuwe klim te beginnen, maar de klim is niet zo steil als de voorgaande.

Na een aantal van deze afnemende oscillaties, waarbij de neus afwisselend stijgt en daalt, vestigt het vliegtuig zich uiteindelijk tot een snelheid waarmee de neerwaartse kracht op de staart precies de neiging van het vliegtuig om te duiken tegengaat. Wanneer deze toestand wordt bereikt, vliegt het vliegtuig opnieuw in een gebalanceerde vlucht en gaat door in een gestabiliseerde vlucht zolang deze houding en luchtsnelheid niet worden gewijzigd.

Een soortgelijk effect wordt opgemerkt bij het sluiten van het gaspedaal. De neerwaartse spoeling van de vleugels wordt verminderd en de kracht bij T in figuur 4-20 is niet voldoende om de horizontale stabilisator naar beneden te houden. Het lijkt alsof de kracht op T op de hendel de zwaartekracht mogelijk maakte om de neus naar beneden te trekken. Dit is een wenselijk kenmerk omdat het vliegtuig inherent probeert de luchtsnelheid terug te winnen en de juiste balans te herstellen.

Vermogen of stuwkracht kan ook een destabiliserend effect hebben, omdat een toename van het vermogen de neus kan doen stijgen. De vliegtuigontwerper kan dit compenseren door een “hoge stuwkrachtlijn” vast te stellen waarin de stuwlijn boven de CG passeert. [Figuren 4-23 en 4-24] In dit geval wordt in dit geval kracht of stuwkracht verhoogd. Een moment wordt geproduceerd om de neerwaartse

Laden op de staart. Aan de andere kant zou een zeer “lage stuwkrachtlijn” de neiging hebben om het neus-omhoog effect van het horizontale staartoppervlak te vergroten.

Conclusie: Met CG voor de CL en met een aerodynamische staart-down-kracht, probeert het vliegtuig meestal terug te keren naar een veilige vliegende houding.

Het volgende is een eenvoudige demonstratie van longitudinale stabiliteit. Trim het vliegtuig voor “Hands Off”-bediening tijdens een vlucht. Geef dan even de bedieningselementen een lichte duw om het vliegtuig naar beneden te duwen. Als de neus binnen een korte periode naar de oorspronkelijke positie stijgt en dan stopt, is het vliegtuig statisch stabiel. Gewoonlijk passeert de neus de oorspronkelijke positie (die van de vlakke vlucht) en volgt een reeks langzame pitching-oscillaties. Als de oscillaties geleidelijk stoppen, heeft het vliegtuig een positieve stabiliteit; Als ze ongelijk doorgaan, heeft het vliegtuig een neutrale stabiliteit; Als ze toenemen, is het vliegtuig instabiel.

4.5.5 Laterale stabiliteit (rollen) #

Stabiliteit rond de lengteas van het vliegtuig, die zich uitstrekt van de neus van het vliegtuig tot aan zijn staart, wordt zijdelingse stabiliteit genoemd. Dit helpt om het laterale of “rollende effect” te stabiliseren wanneer een vleugel lager wordt dan de vleugel aan de andere kant van het vliegtuig. Er zijn vier belangrijke ontwerpfactoren die een vliegtuig zijdelings stabiel maken: dihedral, sweepback, kieleffect en gewichtsverdeling.

Dihedral De meest gebruikelijke procedure voor het produceren van laterale stabiliteit is het bouwen van de vleugels met een hoek van één tot drie graden boven loodrecht op de lengteas. De vleugels aan weerszijden van het vliegtuig voegen zich bij de romp om een lichte V of hoek te vormen die “dihedraal” wordt genoemd. De hoeveelheid dihedraal wordt gemeten door de hoek die wordt gemaakt door elke vleugel boven een lijn evenwijdig aan de laterale as.

Dihedral omvat een balans van lift die wordt gecreëerd door de AOA van de vleugels aan elke kant van de lengteas van het vliegtuig. Als een tijdelijke windvlaag de ene vleugel dwingt om te stijgen en de andere om te verlagen, banken. Wanneer het vliegtuig wordt gestort zonder te draaien, vindt de neiging om naar de zijslip te gaan of naar beneden te glijden naar de verlaagde vleugel. [Figuur 4-25] Aangezien de vleugels tweehedraal hebben, slaat de lucht de ondervleugel op een veel grotere AOA dan de hogere vleugel. De verhoogde AOA op de ondervleugel zorgt voor meer lift dan de hogere vleugel. Verhoogde lift zorgt ervoor dat de onderste vleugel naar boven begint te stijgen. Naarmate de vleugels de vlakke positie naderen, zijn de AOA op beide vleugels opnieuw gelijk, waardoor de rollende neiging tot afnemen. Het effect van Dihedral is om een rollende neiging te produceren om het vliegtuig terug te brengen naar een zijdelings gebalanceerde vluchtconditie wanneer een zijslip optreedt.

De herstelkracht kan de lage vleugel te ver omhoog bewegen, zodat de tegenoverliggende vleugel nu naar beneden gaat. Als dat zo is, wordt het proces herhaald, waarbij afneemt met elke laterale oscillatie totdat een balans voor vlucht op vleugelsniveau eindelijk is bereikt.

Omgekeerd heeft overmatige dihedraal een nadelige invloed op de laterale manoeuvreereigenschappen. Het vliegtuig kan zijdelings zo stabiel zijn dat het bestand is tegen een opzettelijke rolbeweging. Om deze reden hebben vliegtuigen die snelle rol- of bankkenmerken vereisen meestal minder dihedrisch dan vliegtuigen die zijn ontworpen voor minder wendbaarheid.

Sweepback Sweepback is een aanvulling op de tweevlaksscherpe die de lift verhoogt die wordt gecreëerd wanneer een vleugel uit de vlakke positie valt. Een teruggeveegde vleugel is er een waarin de voorrand naar achteren helt. Wanneer een verstoring ervoor zorgt dat een vliegtuig met sweepback uitglijdt of een vleugel laat vallen, presenteert de lage vleugel zijn voorrand onder een hoek die loodrecht op de relatieve luchtstroom staat. Als gevolg hiervan krijgt de lage vleugel meer lift, stijgt en wordt het vliegtuig hersteld tot zijn oorspronkelijke vluchthouding.

Sweepback draagt ook bij aan de richtingsstabiliteit. Wanneer turbulentie of roertoepassing ervoor zorgt dat het vliegtuig naar één kant giert, vertoont de rechtervleugel een langere voorrand loodrecht op de relatieve luchtstroom. De luchtsnelheid van de rechtervleugel neemt toe en krijgt meer weerstand dan de linkervleugel. De extra weerstand op de rechtervleugel trekt het terug en keert het vliegtuig terug naar zijn oorspronkelijke pad.

Kieleffect en gewichtsverdeling Een vliegtuig heeft altijd de neiging om de lengteas van het vliegtuig in de relatieve wind te veranderen. Deze “weersvaan”-tendens zijn vergelijkbaar met de kiel van een schip en oefent een stabiele invloed uit op het vliegtuig lateraal rond de lengteas. Wanneer het vliegtuig wordt gestoord en één vleugel daalt, werkt het rompgewicht als een slinger die het vliegtuig terugbrengt naar zijn oorspronkelijke houding.

Lateraal stabiele vliegtuigen zijn zo geconstrueerd dat het grootste deel van het kielgebied boven en achter het CG ligt. [Figuur 4-26] Dus, wanneer het vliegtuig naar één kant glijdt, heeft de combinatie van het gewicht van het vliegtuig en de druk van de luchtstroom tegen het bovenste deel van het kielgebied (beide werkend rond de CG) de neiging om het vliegtuig terug te rollen naar een vlucht op vleugelsniveau.

4.5.6 Verticale stabiliteit (geeuwen) #

Stabiliteit rond de verticale as van het vliegtuig (het zijwaartse moment) wordt gieren of richtingsstabiliteit genoemd. gieren of directionele stabiliteit is de gemakkelijkst bereikte stabiliteit in het ontwerp van vliegtuigen. Het gebied van de verticale vin en de zijkanten van de romp achter de CG zijn de belangrijkste bijdragers die ervoor zorgen dat het vliegtuig als de bekende windwijzer of pijl gedraagt en zijn neus in de relatieve wind wijst.

Bij het onderzoeken van een windwijzer kan worden gezien dat als precies dezelfde hoeveelheid oppervlak zou worden blootgesteld aan de wind voor het draaipunt als erachter, de krachten voor en achter in balans zouden zijn en er weinig of geen richtingsbeweging zou ontstaan. Bijgevolg is het noodzakelijk om een groter oppervlak achter het draaipunt te hebben dan er voor.

Evenzo moet de vliegtuigontwerper zorgen voor een positieve richtingsstabiliteit door het zijoppervlak groter naar achteren te maken dan voor het CG. [Figuur 4-27] Om extra positieve stabiliteit te bieden aan die van de romp, wordt een verticale vin toegevoegd. De vin werkt vergelijkbaar met de veer op een pijl bij het handhaven van een rechte vlucht. Net als de windwijzer en de pijl, hoe verder achter deze vin wordt geplaatst en hoe groter zijn grootte, hoe groter de richtingsstabiliteit van het vliegtuig.

Als een vliegtuig in een rechte lijn vliegt en een zijwaartse luchtvlaag het vliegtuig een lichte rotatie geeft om zijn verticale as (d.w.z. rechts), wordt de beweging vertraagd en gestopt door de vin, want terwijl het vliegtuig naar rechts draait, raakt de lucht de linkerkant van de vin in een hoek. Dit veroorzaakt druk aan de linkerkant van de vin, die de draaibeweging weerstaat en de gier van het vliegtuig vertraagt. Daarbij heeft het

Gedraagt zich enigszins als de windwijzer door het vliegtuig in de relatieve wind te veranderen. De aanvankelijke verandering van de richting van het vliegpad van het vliegtuig ligt over het algemeen iets achter de verandering van koers. Daarom is er, na een lichte gier van het vliegtuig naar rechts, een kort moment waarop het vliegtuig nog steeds langs zijn oorspronkelijke pad beweegt, maar de lengteas is iets naar rechts gericht.

Het vliegtuig slipt dan even zijwaarts, en op dat moment (aangezien wordt aangenomen dat hoewel de gierende beweging is gestopt, de overdruk aan de linkerkant van de vin nog steeds aanhoudt) is er noodzakelijkerwijs een neiging om het vliegtuig gedeeltelijk terug te draaien naar links. Dat wil zeggen, er is een tijdelijke herstelneiging die wordt veroorzaakt door de vin.

Deze herstellende tendens is relatief traag in de ontwikkeling en stopt wanneer het vliegtuig stopt met slippen. Wanneer het stopt, vliegt het vliegtuig in een richting die iets anders is dan de oorspronkelijke richting. Met andere woorden, het zal niet uit eigen beweging terugkeren naar de oorspronkelijke kop; De piloot moet de initiële kop herstellen.

Een kleine verbetering van de richtingsstabiliteit kan worden verkregen door middel van sweepback. Sweepback is opgenomen in het ontwerp van de vleugel, voornamelijk om het begin van samendrukbaarheid tijdens hogesnelheidsvluchten te vertragen. In lichtere en langzamere vliegtuigen helpt sweepback bij het lokaliseren van het drukcentrum in de juiste relatie met de CG. Een longitudinaal stabiel vliegtuig is gebouwd met het centrum van de druk achter de CG.

Om structurele redenen kunnen vliegtuigontwerpers soms de vleugels soms niet op het exacte gewenste punt aan de romp bevestigen. Als ze de vleugels te ver naar voren en haaks op de romp zouden moeten monteren, zou het drukcentrum niet ver genoeg naar achteren zijn om de gewenste hoeveelheid longitudinale stabiliteit te veroorzaken. Door sweepback in de vleugels te bouwen, kunnen de ontwerpers het drukcentrum naar achteren verplaatsen. De hoeveelheid sweepback en de positie van de vleugels plaatsen dan het drukpunt op de juiste plaats.

De bijdrage van de vleugel aan statische directionele stabiliteit is meestal klein. De geveegde vleugel levert een stabiele bijdrage, afhankelijk van de hoeveelheid sweepback, maar de bijdrage is relatief klein in vergelijking met andere componenten.

4.5.7 Vrije directionele oscillaties (Nederlandse rol) #

Dutch Roll is een gekoppelde laterale/directionele oscillatie die meestal dynamisch stabiel is, maar vanwege het oscillerende karakter in een vliegtuig onveilig is. De demping van de oscillerende modus kan zwak of sterk zijn, afhankelijk van de eigenschappen van het specifieke vliegtuig.

Als het vliegtuig een rechtervleugel naar beneden heeft geduwd, corrigeert de positieve zijsliphoek de vleugel lateraal voordat de neus opnieuw wordt uitgelijnd met de relatieve wind. Omdat de vleugel de positie corrigeert, kan een laterale directionele oscillatie optreden, waardoor de neus van het vliegtuig een figuur acht aan de horizon maakt als gevolg van twee oscillaties (rol en gier), die, hoewel van ongeveer dezelfde grootte, uit fase zijn met elkaar.

In de meeste moderne vliegtuigen, behalve hogesnelheidsgeveegde vleugelontwerpen, sterven deze vrije directionele oscillaties meestal automatisch uit in zeer enkele cycli, tenzij de lucht winderig of turbulent blijft. Die vliegtuigen met doorlopende Nederlandse roltendensen zijn meestal uitgerust met gyro-gestabiliseerde gierdempers. Fabrikanten proberen een middelpunt te bereiken tussen te veel en te weinig richtingsstabiliteit. Omdat het wenselijk is dat het vliegtuig “spiraal instabiliteit” heeft dan Nederlandse roltendensen, zijn de meeste vliegtuigen ontworpen met die eigenschap.

4.5.8 Spiraal instabiliteit #

Spiraalvormige instabiliteit bestaat wanneer de statische richtingsstabiliteit van het vliegtuig erg sterk is in vergelijking met het effect van zijn tweevlak bij het handhaven van het laterale evenwicht. Wanneer het laterale evenwicht van het vliegtuig wordt verstoord door een windvlaag en een zijslip wordt ingebracht, heeft de sterke richtingsstabiliteit de neiging om de neus in de resulterende relatieve wind te gieren, terwijl de relatief zwakke tweevlaksslag bij het herstellen van de laterale balans. Door deze gier reist de vleugel aan de buitenkant van het draaimoment sneller naar voren dan de binnenvleugel en als gevolg daarvan wordt de lift groter. Dit zorgt voor een overbanking tendens die, indien niet gecorrigeerd door de piloot, ertoe leidt dat de oeverhoek steiler en steiler wordt. Tegelijkertijd dwingt de sterke richtingsstabiliteit die het vliegtuig in de relatieve wind giert, de neus eigenlijk tot een lagere toonhoogte. Een langzame neerwaartse spiraal begint, die, indien niet gecompenseerd door de piloot, geleidelijk uitgroeit tot een steile spiraalduik. Gewoonlijk is de snelheid van divergentie in de spiraalbeweging zo geleidelijk dat de piloot de tendens zonder enige moeite kan beheersen.

Alle vliegtuigen worden tot op zekere hoogte beïnvloed door deze eigenschap, hoewel ze inherent stabiel kunnen zijn in alle andere normale parameters. Deze tendens verklaart waarom een vliegtuig niet voor onbepaalde tijd “hands off” kan worden gevlogen.

Er is veel onderzoek gedaan naar de ontwikkeling van besturingsapparaten (vleugelleveler) om deze instabiliteit te corrigeren of te elimineren. De piloot moet voorzichtig zijn bij het aanbrengen van herstelcontroles tijdens gevorderde stadia van deze spiraalvormige toestand, anders kunnen er overmatige belastingen aan de structuur worden uitgeoefend. Onjuist herstel van spiraalinstabiliteit, wat leidt tot structurele storingen in de vlucht, heeft waarschijnlijk bijgedragen aan meer dodelijke slachtoffers in vliegtuigen van de algemene luchtvaart dan enige andere factor. Omdat de luchtsnelheid in de spiraalconditie zich snel opbouwt, neemt de toepassing van de rugliftkracht om deze snelheid te verminderen en om de neus alleen maar op te trekken “de bocht vast”, waardoor de belastingsfactor wordt verhoogd. De resultaten van de langdurige ongecontroleerde spiraal zijn structureel falen aan boord of botsen in de grond, of beide. De meest voorkomende geregistreerde oorzaken voor piloten die in deze situatie terechtkomen, zijn: verlies van horizonreferentie, onvermogen om het vliegtuig te besturen door middel van instrumenten, of een combinatie van beide.