Każdy samolot prowadzi się nieco inaczej, ponieważ każdy opiera się lub reaguje na naciski kontrolne na swój własny sposób. Na przykład samolot szkoleniowy szybko reaguje na aplikacje kontrolne, podczas gdy samolot transportowy czuje się ciężko na kontrolach i wolniej reaguje na naciski sterowania. Cechy te można zaprojektować w samolocie, aby ułatwić konkretny cel statku powietrznego, biorąc pod uwagę pewne wymagania dotyczące stabilności i manewrowania. Poniższa dyskusja podsumowuje ważniejsze aspekty stabilności, zwrotności i właściwości sterowności statku powietrznego; jak są analizowane; i ich związek z różnymi warunkami lotu.

4.5.1 Stabilność #

Stabilność jest nieodłączną jakością statku powietrznego, aby skorygować warunki, które mogą zakłócić jego równowagę, oraz wrócić do lub kontynuować na pierwotnej ścieżce lotu. Jest to przede wszystkim cecha konstrukcyjna samolotu. Ścieżki lotu i postawy, które leci samolot, są ograniczone przez charakterystykę aerodynamiczną statku powietrznego, jego układ napędowy i wytrzymałość konstrukcyjną. Ograniczenia te wskazują na maksymalną wydajność i zwrotność samolotu. Jeśli statek powietrzny ma zapewnić maksymalną użyteczność, musi być bezpiecznie sterowany do pełnego zakresu tych limitów bez przekraczania siły pilota lub wymagających wyjątkowych zdolności latania. Jeśli statek powietrzny ma lecieć prosto i stabilnie wzdłuż dowolnego arbitralnego toru lotu, siły działające na niego muszą znajdować się w równowadze statycznej. Reakcja każdego ciała, gdy jego równowaga jest zaburzona, nazywana jest stabilnością. Te dwa rodzaje stabilności są statyczne i dynamiczne.

4.5.2 Stabilność statyczna #

Stabilność statyczna odnosi się do początkowej tendencji, czyli kierunku ruchu, z powrotem do równowagi. W lotnictwie odnosi się do początkowej reakcji samolotu, gdy zostanie zakłócony z danego AOA, poślizgu lub banku.

• Dodatnia stabilność statyczna — początkowa tendencja statku powietrznego do powrotu do pierwotnego stanu równowagi po zakłóceniu [Rysunek 4-18]
• Neutralna stabilność statyczna — początkowa tendencja statku powietrznego do pozostawania w nowym stanie po zaburzeniu jego równowagi [Rysunek 4-18]
• Ujemna stabilność statyczna — początkowa tendencja statku powietrznego do kontynuowania oddalania się od pierwotnego stanu równowagi po zakłóceniu [Rysunek 4-18]

4.5.3 Stabilność dynamiczna #

Stabilność statyczna została zdefiniowana jako początkowa tendencja do powrotu do równowagi, którą samolot wykazuje po zakłóceniu z powodu przyciętego stanu. Czasami początkowa tendencja jest odmienna lub przeciwna do ogólnej tendencji, dlatego należy dokonać rozróżnienia między nimi.

Stabilność dynamiczna odnosi się do odpowiedzi samolotu w czasie, gdy jest zakłócona z danego AOA, poślizgu lub przechylenia. Ten typ stabilności ma również trzy podtypy: [Rysunek 4-19]

• Dodatnia stabilność dynamiczna — z czasem ruch przemieszczonego obiektu zmniejsza się amplitudy, a ponieważ jest dodatni, obiekt przemieszczony powraca w kierunku stanu równowagi.
• Neutralna stabilność dynamiczna — po przesunięciu obiekt przesunięty nie zmniejsza się ani nie zwiększa amplitudy. Zużyty amortyzator samochodowy wykazuje tę tendencję.
• Ujemna stabilność dynamiczna — z czasem ruch przesuniętego obiektu wzrasta i staje się bardziej rozbieżny.

Stabilność w samolocie ma istotny wpływ na dwa obszary:

• Manewrowość — jakość samolotu, która pozwala na łatwe manewrowanie i wytrzymuje naprężenia wywierane przez manewry. Jest on regulowany przez wagę samolotu, bezwładność, wielkość i lokalizację kontroli lotu, wytrzymałość konstrukcyjną i napęd. To też jest cechą konstrukcyjną samolotu.
• Sterowanie — zdolność samolotu do reagowania na kontrolę pilota, zwłaszcza w odniesieniu do ścieżki lotu i postawy. Jest to jakość odpowiedzi samolotu na aplikację sterującą pilota podczas manewrowania samolotem, niezależnie od jego charakterystyki stabilności.

4.5.4 Stabilność wzdłużna (wybuchowa) #

Podczas projektowania samolotu wiele wysiłku poświęca się na opracowanie pożądanego stopnia stabilności wokół wszystkich trzech osi. Jednak stabilność wzdłużna wokół osi bocznej jest uważana za najbardziej dotkniętą przez pewne zmienne w różnych warunkach lotu.

Stabilność wzdłużna to jakość, która sprawia, że samolot jest stabilny wokół jego osi bocznej. Obejmuje ruch rzutu, gdy nos samolotu porusza się w górę iw dół w locie. Samolot niestabilny wzdłużnie ma tendencję do nurkowania lub stopniowego wspinania się do bardzo stromego nurkowania lub wspinaczki, a nawet do straganu. W ten sposób samolot o niestabilności podłużnej staje się trudny, a czasem niebezpieczny w lataniu.

Statyczna stabilność wzdłużna lub niestabilność w samolocie, zależy od trzech czynników: położenie skrzydła w odniesieniu do położenia CG poziomych powierzchni ogona w odniesieniu do powierzchni CG lub wielkości powierzchni ogona

Analizując stabilność, należy przypomnieć, że ciało swobodnie obracające się zawsze obraca się wokół swojego CG.

Aby uzyskać statyczną stabilność wzdłużną, stosunek skrzydła i momentów ogona musi być taki, aby jeśli momenty były początkowo wyważone, a samolot nagle w górę, momenty skrzydła i momenty ogona zmieniają się tak, aby suma ich sił zapewniała moment niezrównoważony, ale przywracający, który z kolei powoduje Nos znowu w dół. Podobnie, jeśli samolot jest nosem w dół, wynikająca z tego zmiana momentów powoduje z powrotem nos.

CL w większości asymetrycznych płatów ma tendencję do zmiany pozycji do przodu i do tyłu ze zmianą AOA. CL ma tendencję do posuwania się do przodu ze wzrostem AOA i przesuwania się w tył ze spadkiem AOA. Oznacza to, że gdy AOA płata jest zwiększony, CL, poruszając się do przodu, ma tendencję do podnoszenia przedniej krawędzi skrzydła jeszcze bardziej. Ta tendencja nadaje skrzydle nieodłączną jakość niestabilności. (Uwaga: CL jest również znany jako środek nacisku (CP).)

Rysunek 4-20 przedstawia samolot w locie na poziomie prostym i poziomym. Linia CG-CL-T reprezentuje oś podłużną statku powietrznego od CG do punktu T na stabilizatorze poziomym.

Większość samolotów jest tak zaprojektowana, aby CL skrzydła znajdowało się z tyłu CG. To sprawia, że samolot jest „ciężki w nosie” i wymaga niewielkiej siły na stabilizatorze poziomym w celu wyważenia samolotu i utrzymania nosa przed ciągłym pochyleniem się w dół. Kompensację tej ciężkości nosa zapewnia ustawienie stabilizatora poziomego na lekkim ujemnym AOA. Wytworzona w ten sposób siła skierowana w dół przytrzymuje ogon, równoważąc „ciężki” nos. To tak, jakby linia CG-CL-T była dźwignią z siłą skierowaną do Cl i dwoma siłami w dół, jedna siła w punkcie CG, a druga znacznie mniejsza w punkcie T (ciśnienie w dół powietrza na stabilizatorze). Aby lepiej zwizualizować tę zasadę fizyki: gdyby żelazny pręt został zawieszony w punkcie CL, z dużym ciężarem wiszącym na CG, w punkcie T obniżyłby nacisk w dół, aby utrzymać „dźwignię” w równowadze.

Mimo że stabilizator poziomy może być wypoziomowany, gdy statek powietrzny jest w locie poziomym, ze skrzydeł następuje upadek powietrza. To zmywak uderza w górę stabilizatora i wytwarza ciśnienie w dół, które przy określonej prędkości wystarczy, aby zrównoważyć „dźwignię”. Im szybciej samolot leci, tym większe jest to pranie w dół i tym większa siła w dół na stabilizatorze poziomym (z wyjątkiem T-ogonów). [Rysunek 4-21] W statkach powietrznych ze stabilizatorami poziomymi o stałej pozycji producent samolotu ustawia stabilizator pod kątem, który zapewnia najlepszą stabilność (lub wyważenie) podczas lotu przy projektowej prędkości przelotowej i ustawieniu mocy.

Jeśli prędkość samolotu spada, prędkość przepływu powietrza nad skrzydłem jest zmniejszona. W wyniku tego zmniejszonego przepływu powietrza nad skrzydłem zmniejsza się płyn downowy, powodując mniejszą siłę skierowaną na stabilizator poziomy. Z kolei charakterystyczna ciężkość nosa jest zaakcentowana, powodując, że nos samolotu bardziej opada. [Rysunek 4-22] To ustawia samolot w pozycji dolnej, zmniejszając AOA skrzydła i opór oraz umożliwiając wzrost prędkości lotu. W miarę jak statek powietrzny kontynuuje położenie w nosie i jego prędkość wzrasta,

Siła skierowana na stabilizator poziomy jest ponownie zwiększona. W konsekwencji ogon jest ponownie zepchnięty w dół, a nos unosi się do wspinaczki.

W miarę jak ten wznoszenie się kontynuuje, prędkość lotu ponownie się zmniejsza, powodując, że siła ogona ogona spada, aż nos ponownie się opuści. Ponieważ samolot jest dynamicznie stabilny, tym razem nos nie opada tak daleko, jak wcześniej. Samolot nabiera wystarczającej prędkości w tym bardziej stopniowym nurkowaniu, aby wprowadzić go do kolejnego podjazdu, ale wspinaczka nie jest tak stroma jak poprzednia.

Po kilku z tych malejących oscylacji, w których nos na przemian unosi się i opuszcza, samolot ostatecznie osiada do prędkości, z jaką siła w dół ogona dokładnie przeciwdziała tendencji samolotu do nurkowania. Gdy ten warunek zostanie osiągnięty, statek powietrzny ponownie znajduje się w zrównoważonym locie i kontynuuje w stabilizowanym locie, o ile ta postawa i prędkość lotu nie zostaną zmienione.

Podobny efekt obserwuje się po zamknięciu przepustnicy. Zmywanie skrzydeł skrzydeł jest zmniejszone, a siła w T na rysunku 4-20 nie wystarczy, aby utrzymać poziomy stabilizator w dół. Wygląda na to, że siła przy T na dźwigni pozwalała sile grawitacji pociągnąć nos w dół. Jest to pożądana cecha, ponieważ samolot z natury próbuje odzyskać prędkość i przywrócić odpowiednią równowagę.

Moc lub pchnięcie może również mieć efekt destabilizujący, ponieważ wzrost mocy może spowodować wzrost nosa. Projektant samolotu może to zrównoważyć, ustanawiając „linę wysokiego ciągu”, w której linia ciągu przechodzi nad CG. [Rysunki 4-23 i 4-24] W tym przypadku, gdy moc lub ciąg jest zwiększona, powstaje moment, aby przeciwdziałać w dół

Obciążenie ogona. Z drugiej strony bardzo „niska linia ciągu” miałaby tendencję do zwiększania efektu nosa w górę poziomej powierzchni ogona.

Wniosek: Z CG do przodu CL i z aerodynamiczną siłą ogona, samolot zwykle stara się powrócić do bezpiecznego lotu.

Poniżej znajduje się prosta demonstracja stabilności wzdłużnej. Przytnij samolot, aby uzyskać kontrolę „Hands Off” w locie poziomym. Następnie na chwilę popchnij kontrolki lekkie naciśnięcie w dół samolotu w dół. Jeśli w krótkim czasie nos unosi się do pierwotnej pozycji, a następnie zatrzymuje się, samolot jest statycznie stabilny. Zwykle nos mija pierwotną pozycję (poziom lotu poziomego) i następuje seria powolnych oscylacji pochylenia. Jeśli oscylacje stopniowo zanikają, samolot ma dodatnią stabilność; Jeśli utrzymają się nierównomiernie, samolot ma neutralną stabilność; Jeśli wzrosną, samolot jest niestabilny.

4.5.5 Stabilność boczna (rolowanie) #

Stabilność wokół osi wzdłużnej statku powietrznego, która rozciąga się od nosa samolotu do jego ogona, nazywa się stabilnością boczną. Pomaga to ustabilizować boczny lub „efekt toczenia”, gdy jedno skrzydło opada niżej niż skrzydło po przeciwnej stronie samolotu. Istnieją cztery główne czynniki konstrukcyjne, które sprawiają, że statek powietrzny jest stabilny na boki: dwuścienny, dwuścienny, efekt kilu i rozkład masy.

Dwuścienne Najczęstszą procedurą wytwarzania stabilności bocznej jest zbudowanie skrzydeł pod kątem od jednego do trzech stopni powyżej prostopadła do osi podłużnej. Skrzydła po obu stronach samolotu łączą kadłub, tworząc lekki V lub kąt zwany „dihedral”. Ilość dwuściennego mierzy się kątem wytworzonym przez każde skrzydło powyżej linii równoległej do osi bocznej.

Dwuścienny obejmuje równowagę podnoszenia utworzoną przez AOA skrzydeł po obu stronach osi wzdłużnej samolotu. Jeśli chwilowy podmuch wiatru zmusi jedno skrzydło do wzniesienia się, a drugie do opadnięcia, samolot przewraca się. Gdy statek powietrzny jest przechylony bez skręcania, występuje tendencja do zsuwania bocznego lub zsuwania się w dół w kierunku obniżonego skrzydła. [Rysunek 4-25] Ponieważ skrzydła mają dwuścienne, powietrze uderza w dolne skrzydło przy znacznie większym AOA niż wyższe skrzydło. Zwiększone AOA na dolnym skrzydle wytwarza więcej siły nośnej niż na wyższym skrzydle. Zwiększony uniesienie powoduje, że dolne skrzydło zaczyna wznosić się w górę. Gdy skrzydła zbliżają się do pozycji poziomej, AOA na obu skrzydłach ponownie jest równe, co powoduje opadanie tendencji toczenia. Efektem dwuścienności jest wytworzenie tendencji toczenia do przywrócenia samolotu do zbalansowanego bocznie stanu lotu, gdy wystąpi poślizg boczny.

Siła przywracająca może przesunąć niskie skrzydło w górę zbyt daleko, tak że przeciwne skrzydło opadnie teraz w dół. Jeśli tak, proces jest powtarzany, zmniejszając się z każdą boczną oscylacją, aż do ostatecznego osiągnięcia równowagi dla lotu na poziomie skrzydeł.

I odwrotnie, nadmierne dwuścienne ma niekorzystny wpływ na boczne właściwości manewrowe. Samolot może być tak stabilny bocznie, że opiera się celowemu ruchowi toczenia. Z tego powodu statki powietrzne, które wymagają szybkiego toczenia lub charakterystyki bankowej, zwykle mają mniej dwuścienne niż te zaprojektowane z myślą o mniejszej zwrotności.

SweepBack Sweepback jest dodatkiem do dwuściennego, który zwiększa podnoszenie powstałe, gdy skrzydło spada z pozycji poziomej. Skrzydło z przesuniętym tyłem to takie, w którym krawędź natarcia opada do tyłu. Gdy zakłócenie powoduje, że statek powietrzny z SweepBack przesuwa się lub opuszcza skrzydło, niskie skrzydło przedstawia swoją krawędź natarcia pod kątem prostopadłym do względnego przepływu powietrza. W rezultacie niskie skrzydło nabiera więcej siły nośnej, wznosi się, a samolot wraca do pierwotnego położenia lotu.

SweepBack przyczynia się również do stabilności kierunkowej. Gdy turbulencja lub zastosowanie steru powoduje odchylenie samolotu w jedną stronę, prawe skrzydło ma dłuższą krawędź natarcia prostopadle do względnego przepływu powietrza. Prędkość prawego skrzydła wzrasta i nabiera większego oporu niż lewe skrzydło. Dodatkowy opór na prawym skrzydle cofa go, zawracając samolot z powrotem na jego pierwotną ścieżkę.

Efekt kilu i rozkład masy Samolot zawsze ma tendencję do obracania osi podłużnej statku powietrznego we względny wiatr. Ta tendencja do pogody jest podobna do kilu statku i wywiera stabilizujący wpływ na samolot bocznie wokół osi podłużnej. Gdy samolot jest zakłócony i spada jedno skrzydło, ciężar kadłuba działa jak wahadło przywracające samolot do pierwotnego położenia.

Stabilne bocznie stabilne samoloty są skonstruowane tak, aby większa część obszaru kilu znajdowała się nad i za CG. [Rysunek 4-26] Tak więc, gdy statek powietrzny przesuwa się na bok, połączenie ciężaru samolotu i ciśnienia przepływu powietrza na górnej części obszaru kilu (oba działające wokół CG) ma tendencję do przewracania samolotu z powrotem do lotu na poziomie skrzydeł.

4.5.6 Stabilność pionowa (Jawing) #

Stabilność wokół pionowej osi samolotu (moment boczny) nazywana jest stabilnością odchylania lub kierunkową. Stabilność kierunkowa lub stabilność kierunkowa jest najłatwiejszą do osiągnięcia stabilnością w projektowaniu samolotów. Pole pionowego żeberka i boki kadłuba na rufie CG są głównymi współpracownikami, które sprawiają, że samolot zachowuje się jak dobrze znany wiatrowskaz lub strzałka, wskazując nos we względny wiatr.

Podczas badania łopatek pogodowych można zauważyć, że gdyby dokładnie taka sama powierzchnia była wystawiona na działanie wiatru przed punktem obrotu, jak za nim, siły do przodu i do tyłu byłyby w równowadze i skutkowałyby niewielki lub żaden ruch kierunkowy. W związku z tym konieczne jest posiadanie większej powierzchni za punktem obrotu niż przed nim.

Podobnie projektant samolotu musi zapewnić dodatnią stabilność kierunkową, zwiększając powierzchnię boczną do tyłu niż przed CG. [Rysunek 4-27] Aby zapewnić dodatkową pozytywną stabilność do tego zapewnianego przez kadłub, dodaje się pionową płetwę. Płetwa działa podobnie do pióra na strzałce, utrzymując prosty lot. Podobnie jak wiatrowskaz i strzała, im dalej na rufie ta płetwa jest umieszczona i im większy rozmiar, tym większa stabilność kierunkowa samolotu.

Jeśli samolot leci w linii prostej, a boczny podmuch powietrza daje samolotowi lekki obrót wokół jego osi pionowej (tj. po prawej), ruch jest opóźniany i zatrzymywany przez płetwę, ponieważ podczas gdy samolot obraca się w prawo, powietrze uderza w lewą stronę płetwy pod kątem. Powoduje to nacisk po lewej stronie płetwy, który jest odporny na ruch obrotowy i spowalnia odchylenie samolotu. W ten sposób to

Działa trochę jak wiatrowskaz, zamieniając samolot we względny wiatr. Początkowa zmiana kierunku ścieżki lotu samolotu jest na ogół nieco za zmianą kursu. Dlatego po lekkim odchyleniu statku powietrznego w prawo, następuje krótki moment, w którym samolot nadal porusza się po swojej pierwotnej ścieżce, ale jej oś podłużna jest skierowana nieznacznie w prawo.

Samolot następnie chwilowo poślizguje się na boki i w tym momencie (ponieważ zakłada się, że chociaż ruch odchylenia ustał, nadciśnienie po lewej stronie płetwy nadal utrzymuje się), istnieje konieczność częściowego obracania samolotu w lewo. Oznacza to, że istnieje chwilowa tendencja przywracania spowodowana przez płetwę.

Ta tendencja przywracania jest stosunkowo powolna w rozwoju i ustaje, gdy samolot przestaje poślizgać się. Kiedy przestaje, samolot leci w kierunku nieco innym od pierwotnego kierunku. Innymi słowy, nie wróci z własnej woli do pierwotnego nagłówka; Pilot musi przywrócić początkowy kurs.

Niewielka poprawa stabilności kierunkowej można uzyskać poprzez SweepBack. SweepBack jest włączony do konstrukcji skrzydła przede wszystkim w celu opóźnienia początku ściśliwości podczas lotu z dużą prędkością. W lżejszych i wolniejszych samolotach Sweepback pomaga w lokalizowaniu środka ciśnienia we właściwej relacji z CG. Stabilny wzdłużnie statek powietrzny jest zbudowany ze środkiem ciśnienia na rufie CG.

Ze względów konstrukcyjnych projektanci samolotów czasami nie mogą przymocować skrzydeł do kadłuba w dokładnie pożądanym punkcie. Gdyby musieli zamontować skrzydła zbyt daleko do przodu i pod kątem prostym do kadłuba, środek nacisku nie byłby wystarczająco daleko do tyłu, aby uzyskać pożądaną stabilność wzdłużną. Jednak budując zamiatanie w skrzydła, projektanci mogą jednak przesunąć środek nacisku w kierunku tyłu. Ilość zamiatania i położenie skrzydeł następnie umieść środek nacisku we właściwym miejscu.

Wkład skrzydła w statyczną stabilność kierunkową jest zwykle niewielki. Skrzydło przeciągnięte zapewnia stabilny wkład w zależności od wielkości przesunięcia, ale udział jest stosunkowo niewielki w porównaniu z innymi komponentami.

4.5.7 Wolne oscylacje kierunkowe (rolka holenderska) #

Holenderski tocz jest sprzężoną oscylacją poprzeczną/kierunkową, która jest zwykle stabilna dynamicznie, ale jest niebezpieczna w samolocie ze względu na charakter oscylacyjny. Tłumienie trybu oscylacyjnego może być słabe lub silne w zależności od właściwości konkretnego statku powietrznego.

Jeśli samolot ma wypchnięte prawe skrzydło, dodatni kąt poślizgu bocznego koryguje skrzydło bocznie, zanim nos zostanie wyrównany ze względnym wiatrem. Gdy skrzydło koryguje położenie, może wystąpić boczne oscylacje kierunkowe, co spowoduje, że nos samolotu stanie się ósmy na horyzoncie w wyniku dwóch oscylacji (rolka i odchylenie), które, chociaż mniej więcej tej samej wielkości, są ze sobą niezmienne.

W większości nowoczesnych samolotów, z wyjątkiem szybkich konstrukcji skrzydeł, te swobodne oscylacje kierunkowe zwykle wygasają automatycznie w bardzo kilku cyklach, chyba że powietrze nadal jest porywzliwe lub turbulentne. Te samoloty z ciągłymi tendencjami holenderskimi są zwykle wyposażone w amortyzatory z odchyleniem stabilizowane żyroskopem. Producenci starają się osiągnąć punkt środkowy między zbyt dużą a zbyt małą stabilnością kierunkową. Ponieważ bardziej pożądane jest, aby samolot miał „niestabilność spiralną” niż tendencje holenderskie, większość samolotów jest zaprojektowana z tą cechą.

4.5.8 Niestabilność spiralna #

Niestabilność spiralna występuje, gdy stabilność kierunkowa statycznego samolotu jest bardzo silna w porównaniu z efektem jego dwuściennego zachowania równowagi bocznej. Gdy równowaga boczna statku powietrznego jest zakłócona przez podmuch powietrza i wprowadzany jest poślizg boczny, silna stabilność kierunkowa ma tendencję do odchylania nosa w wyniku względnego wiatru, podczas gdy stosunkowo słabe dwuścienne opóźniają się w przywracaniu równowagi bocznej. Z tego odchylenia skrzydło na zewnątrz momentu obrotowego porusza się do przodu szybciej niż skrzydło wewnętrzne, a w konsekwencji jego podnoszenie staje się większe. Powoduje to tendencję do nadbankowania, która, jeśli nie zostanie skorygowana przez pilota, powoduje, że kąt nachylenia staje się bardziej stromy i bardziej stromy. Jednocześnie silna stabilność kierunkowa, która odchyla samolot we względny wiatr, w rzeczywistości zmusza nos do niższego położenia. Rozpoczyna się spirala w dół, która, jeśli nie zostanie przeciwdziałana przez pilota, stopniowo zwiększa się w strome nurkowanie spiralne. Zwykle tempo rozbieżności w ruchu spiralnym jest tak stopniowe, że pilot może bez żadnych trudności kontrolować tendencję.

Ta charakterystyka dotyczy w pewnym stopniu wszystkich statków powietrznych, chociaż mogą być z natury stabilne we wszystkich innych normalnych parametrach. Ta tendencja wyjaśnia, dlaczego samolot nie może być odlatywany w nieskończoność.

Wiele badań poświęcono opracowaniu urządzeń sterujących (poziomu skrzydła), aby skorygować lub wyeliminować tę niestabilność. Pilot musi być ostrożny przy stosowaniu kontroli odzysku podczas zaawansowanych etapów tego stanu spiralnego lub na konstrukcję mogą być nałożone nadmierne obciążenia. Niewłaściwe ożywienie po niestabilności spiralnej prowadzące do awarii konstrukcji podczas lotu prawdopodobnie przyczyniło się do większej liczby ofiar śmiertelnych w lotnictwie ogólnym niż jakikolwiek inny czynnik. Ponieważ prędkość lotu w stanie spiralnym szybko narasta, zastosowanie siły tylnej windy w celu zmniejszenia tej prędkości i podciągnięcia nosa tylko „dokręca skręt”, zwiększając współczynnik obciążenia. Rezultatem przedłużonej niekontrolowanej spirali jest uszkodzenie konstrukcji podczas lotu lub uderzenie w ziemię, lub jedno i drugie. Najczęstszymi zarejestrowanymi przyczynami dla pilotów, którzy wpadają w taką sytuację, są: utrata odniesienia do horyzontu, niemożność kontrolowania statku powietrznego przez odniesienie do instrumentów lub kombinacja obu.