Однако не стоит торопиться с обвинениями службы безопасности полетов в избыточной перестраховке. Не лучше обстояло дело и за рубежом: американцы, например, ограничивались ознакомлением летчиков с поведением самолетов в штопоре демонстрацией фильма, снятого при испытаниях, в летной практике ни под каким видом не допуская выхода на опасные режимы.
Положение с Су-17 усугублялось еще и тем, что самолет не отличался четкими предупреждающими свойствами о приближении к опасным режимам, свойственными другим машинам, у которых при этом начиналось покачивание с крыла на крыло и аэродинамическая тряско, вызванная началом местных срывов потока (как то было у Су-7). Слабая тряска Су-17 проявлялась при крыле в положении 30°, однако при большей стреловидности она практически отсутствовала и летчик был лишен привычных предупредительных ощущений, сопутствующих выходу на срывной режим. Применительно к Су-17 вывод из штопора даже у опытных летчиков- испытателей и без особых условий отнимал от 2700 м до 5400 м высоты, соответственно, при полетной высоте порядка 3000 м (а то и все 6000 м) ее запаса для вывода могло уже и не хватить.
У самолетов первых серий с односторонним расположением ПВД их выступающие штанги служили инициатором срыва потока воздуха. Он возникал по месту установки ПВД с одной стороны, справа, уже при скоростях 350-400 км/час приводя к развитию несимметричного обтекания, сопровождавшегося уводом носа влево и переходом в левый крен, которые требовалось парировать рулем и элеронами. Валясь на крыло, разбалансированный в путевом и поперечном отношении самолет входил в штопор опасного характера, поскольку ручка и педали уже при срыве оказывались отклоненными до половины хода. Вращение в левую сторону отличалось от правого штопора и в некоторых случаях, по мнению даже опытных инструкторов, «вывод из штопора оказывался невозможным, в том числе и самыми сильными методами» (что уж говорить о строевых летчиках средней квалификации).
Машины с симметричным расположением пары ПВД вели себя более «корректно», допустимые скорости полета стали ощутимо ниже, а штопор у них носил устойчивый характер. Несложное конструктивное новшество привело к разительным изменениям в поведении самолета. Испытатели демонстрировали поведение самолета в горизонтальном полете с полностью выбранной на себя ручкой и погашенной до предела скоростью, при которых Су-17 все еще не валился, а начинал парашютировать с легким покачиванием по крену с вертикальной скоростью 40-50 м/с (впрочем, термин «парашютирование» здесь звучал довольно условно, относясь к более-менее равномерному спуску – именно с такой скоростью человек летит вниз в свободном падении…) При вертикальных пространственных маневрах Су-17 доводили до полной потери скорости в верхней точке фигуры, однако при грамотном управлении самолет и при этом не сваливался на крыло, а опускал нос и переходил в пикирование. О близости к сваливанию самолет предупреждал начинающейся раскачкой по крену и рысканию. Попадание в штопор выглядело равномерным, со снижением раскачкой, подобно падению листа по спирали, со скоростями по прибору 150-200 км/час, иногда – до нуля вследствие срыва потока и искажения показаний ПВД. Для вывода из нормального и перевернутого штопора при всех положениях крыла считалось достаточным поставить ручку и педали в нейтраль, после чего самолет послушно и без запаздывания прекращал вращение и переходил в пикирование. Тем же способом, наиболее простым и доступным, предупреждалось развитие штопора при сваливании, из которого Су-17 выводился с потерей высоты в горизонтальном полете порядка 1500-3000 м.
Сами рекомендации по пилотированию Су-17 на малых скоростях претерпели любопытную трансформацию. Поначалу на основании теоретических выкладок считалось, что выход на минимальную эволютивную скорость самолета с сохранением управляемости, установленную равной 300 км/час, допускается при полете со стреловидностью 30°, тогда как в полете со сложенным крылом допустима скорость полета не менее 400 км/час, что выглядело вполне обоснованным с точки зрения обеспечения наилучших несущих свойств при прямом крыле, достижимых даже при небольших скоростях. Однако при этом появление все тех же вихрей по изломам передней и задней кромки способствовало возникновению срывных явлений, что делало небезопасным пилотирование на малых скоростях и сопутствующих им больших полетных углах. При «чистой» в плане конфигурации сложенного на большую стреловидность крыла (казалось бы, априори менее несущего по площади, относительной толщине и прочим аэродинамическим параметрам) бессрывное обтекание сохранялось до выхода на повышенные углы, позволяя самолету держаться на меньших скоростях. Соответственно, было установлено, что Су-17 при крыле в положении 63° может выходить на углы атаки до 22° на больших скоростях и 20° на малых без риска подхвата и выхода на критические режимы; крылу в положении 30° и 45° соответствовал допустимый угол атаки 20° в полете без подвесок и 18° – в полете с подвесками.
Сходным образом поначалу стреловидность 45° поначалу считалась «пилотажной», а положение крыла 63° рекомендовалось в качестве наиболее подходящего для боевого применения, когда самолету с подвесками вооружения и большей удельной нагрузкой на крыло требовался запас по допустимым углам и перегрузкам при маневрах. Позже определились, и стреловидность 45° стала «универсальной», подходившей как для выполнения пилотажа, так и работы на полигоне.
