neustaf. Я читал.

тогда почему вас удивляет, что они свалились в посадочной конфигурации?

"При подходе к сваливанию возникла сильнейшая тряска (в посадочной конфигурации). АУАСП зашкалил, показания скорости на лицевой части прибора исчезли. Затем самолет свалился в левый плоский штопор и падал со Vу (по расшифровке) примерно 75 м/сек"

После сваливания они успели, сразу, убрать закрылки?

kovs214
После сваливания они успели, сразу, убрать закрылки?

это лучше у Мезоха спросить ну не думаю, что в тот момент их закрылки интересовали - из штопора бы выйти, а уж там смотреть.

http://avia-simply.ru/wp-conte ...
...с таким "забором" крутить и выходить из штопора... что-то сомнения меня гложат.

Пересмотрел всё, что доступно по этой катастрофе - нигде не отмечено отказа АУАСП и его составных частей. Из этого вот какой можно сделать вывод: раз ДУА-9Р был исправен, значит график правильный, только его масштаб несколько сжат по вертикали за пределами срабатывания сигнализации, скорее всего, ради его наглядности. Поэтому угол "замерзания" указателя не 25, а 45°. По ходу дела в заключении технической комиссии для прокуратуры обнаружил примерные границы режима глубокого срыва у Ту-154М:

"1) Самолеты с «Т» - образным хвостовым оперением имеют неблагоприятную зависимость коэффициента продольного момента на углах атаки превышающих предельные.

На углах атаки больше предельно допустимого 17° проявляется так называемый «аэродинамический подхват», при котором коэффициент продольного момента меняет знак, что приводит к самопроизвольному увеличению угла атаки до 42°-45°. Этот процесс длится несколько секунд и если пилот вовремя не парирует возрастание угла атаки резкой отдачей штурвала «от себя», то сваливание переходит в плоский устойчивый штопор. Вывод самолета из штопора затруднен и требует особого профессионального мастерства пилота на уровне летчика-испытателя, имеющего опыт исследований характеристик самолета на крайних режимах".

В общем, все сходится: границы режима глубокого срыва 42-45° и угол атаки указателя 42-45° (при таком масштабе изменения в этих пределах заметить невозможно).

vasilf:
"На углах атаки больше предельно допустимого 17° проявляется так называемый «аэродинамический подхват», при котором коэффициент продольного момента меняет знак, что приводит к самопроизвольному увеличению угла атаки до 42°-45°. Этот процесс длится несколько секунд и если пилот вовремя не парирует возрастание угла атаки резкой отдачей штурвала «от себя», то сваливание переходит в плоский устойчивый штопор. Вывод самолета из штопора затруднен и требует особого профессионального мастерства пилота на уровне летчика-испытателя, имеющего опыт исследований характеристик самолета на крайних режимах". – Это цитата из того же отчёта, если не ошибаюсь.
Думаю и в Сочи было подобное. С 35 по 56 секунды и пошло сначала медленное, а потом с нарастанием увеличение угла атаки. С 56 секунды угол атаки стал более 17. Из того же отчёта – существенную роль в процессе сваливания играет величина угла кабрирования стабилизатора. По моему, главные факторы сваливания – максимальный взлётный вес, центровка (ближе к задней), слишком высокая эффективность РВ. По расшифровке все эти нюансы видны сразу. И положение ДУА, и положение штурвала, и действия командира (имею ввиду по штурвалу, перед сваливанием, если оно было). - Всё есть, - а выводов - нет.

В общем согласен, но могло быть и не постепенно. Допускаю возможность того, что с началом уборки закрылков с 15 до 0 (вероятно, на 56-й секунде) могла произойти самопроизвольная перекладка стабилизатора на максимальный угол -5.5, вызванная отказом, спровоцированным неверными действиями экипажа при подготовке к взлёту.

не верить испытателям у меня нет оснований.

там еще и на центровку завязано на центровке менее 20% подхвата не будет, а вот начиная с какой то критической возможно.

"там еще и на центровку завязано на центровке менее 20% подхвата не будет, а вот начиная с какой то критической возможно." - Я думаю (предполагаю), что в той компоновке салонов у них была ближе к 28%.И вообще, думаю центровка только в купе с взлётной массой могут повлиять.
Если брать тот же Донецк, то там так было -
Взлёт Анапа – взл. масса 87200, топлива 18000, центровка – 29-30%. В 11.03 – взлёт, 11.34 (11600) – начал терять высоту, в 11:36:00 зафиксировано начало штопорного вращения самолета, 11.37 – пропал с локаторов. Вот выдержка с отчёта – «В результате исследования места происшествия и информации бортовых регистраторов, в момент столкновения с землей самолет имел угол крена около + 10 , угол тангажа около -30° и вертикальную скорость снижения около 50м/с. При этом поступательного движения не было, ..» . Обратите внимание, - вертикальная скорость снижения – 50м/с, то есть за 7 секунд – 350 метров – это ни о чём не говорит ?.
Теперь несколько суждений о сочинском рейсе. Расчётные данные Vr и V2 из графиков (РЛЭ) - закрылки 28, для 92 тонн – Vбезоп - 270(скорость отрыва передней ноги – 260), для 104 тонн – это уже 290(скорость отрыва передней ноги -280). Если нет уверенности, что успеем достичь безоп.скорости с запасом по полосе, - решаем взлетать со скоростью отрыва 260, но тогда придётся эффективно работать РВ (поднимать нос). Теперь о том, откуда появились эти скорости. Во первых, срабатывание АУАСП и величина скорости срыва(Vs) – в зависимости от полётной массы и конфигурации. Напомню, что Vs – получена на основе лётных испытаний при больших углах атаки. (для массы 102 тонны и закрылках 28 – Vs =250км/ч). График в РЛЭ кончается на 102, но если мысленно продолжить хотя бы до 108, - то это уже около 290). Сам АУАСП при выпущенных предкрылках и закрылках 28, настроен на срабатывание = 1, 13Vs. Скорость отрыва переднего колеса, как и безопасная – «установлены из условий обеспечения продолженного взлёта на одном неработающем двигателе, и принимается = 1, 15Vs.». Насколько меньше эта цифра будет при работающих 3 двигателях – мне не ведомо. Но, видимо они всё таки взлетали с небольшим запасом по срабатыванию угла атаки, и при манипуляции с механизацией – могли усугубить ситуацию до критической.

для 92 тонн – Vбезоп - 270(скорость отрыва передней ноги – 260), для 104 тонн – это уже 290(скорость отрыва передней ноги -280). Если нет уверенности, что успеем достичь безоп.скорости с запасом по полосе, - решаем взлетать со скоростью отрыва 260,

извините, но это кто так решает то?


но тогда придётся эффективно работать РВ (поднимать нос). Теперь о том, откуда появились эти скорости. Во первых, срабатывание АУАСП и величина скорости срыва(Vs) – в зависимости от полётной массы и конфигурации. Напомню, что Vs – получена на основе лётных испытаний при больших углах атаки.


(для массы 102 тонны и закрылках 28 – Vs =250км/ч). График в РЛЭ кончается на 102, но если мысленно продолжить хотя бы до 108, - то это уже около 290).

а если подсчитать то получается 257 км/ч даже при массе 108 тонн.

перегруз 10% это увеличение скорости на 5 % , при запасе минимум 15% - нет там проблем неразрешимых,

куда 2 страницы пропали ?

«извините, но это кто так решает то?»
- командир. «Если очень хочется, - то можно». Если полоса в Сочи 2890 – а Vr =280, то с таким взлётным весом на остальное – может и не хватить если РВ не поможет.
«(для массы 102 тонны и закрылках 28 – Vs =250км/ч). График в РЛЭ кончается на 102, но если мысленно продолжить хотя бы до 108, - то это уже около 290).
а если подсчитать то получается 257 км/ч даже при массе 108 тонн.»
- А Vs не считается, оно получено при лётных испытаниях, я же сказал, - или Вы о чём -?
«перегруз 10% это увеличение скорости на 5 % , при запасе минимум 15% - нет там проблем неразрешимых, ».
– откуда это - ? - Я ссылался на графики РЛЭ ТУ-154Б, раздел 5. , а Вы - ?

Которые?

Я ссылался на графики РЛЭ ТУ-154Б, раздел 5. , а Вы - ? 
/////////
Где вы там нашли Vs для массы 108 тонн?
А скорости сваливания при перегрузке 1 элементарно пересчитываются, растут пропорционально корню квадратному из массы, масса увеличилась на 10%, скорость сваливания на 5%.

6blick9
...для 104 тонн – это уже 290(скорость отрыва передней ноги -280). Если нет уверенности, что успеем достичь безоп.скорости с запасом по полосе, - решаем взлетать со скоростью отрыва 260, но тогда придётся эффективно работать РВ (поднимать нос).

"Если нет уверенности...", то уменьшают взлётную массу, а не скорость, вроде так учили. Первый раз слышу, что самолёт от ВПП можно оторвать силой воли командира, а не законами аэродинамики. Тем более Vr совпадает с V1, а до достижение V1 ПОШ не поднимают, т.к. усложняется прекращение взлёта. А как это можно "эффективно работать РВ"?

«Где вы там нашли Vs для массы 108 тонн?»
-- раздел 5.2, график 5.2.1. Там зависимость линейная, а не степенная. Как там в теории не знаю, но этот график составлен на основе лётных испытаний для ТУ154Б для углов атаки близких к предельному – надо труд испытателей уважать.
«Первый раз слышу, что самолёт от ВПП можно оторвать силой воли командира, а не законами аэродинамики»
-- немного переврали меня. Сила воли здесь не причём, - командир был заложником ситуации.
«Тем более Vr совпадает с V1»
-- не знаю что там у вас совпадает с чем, но вот выдержка из РЛЭ – « по достижению скорости Vr , взятием колонки штурвала на себя начните подъём передней ноги.
«А как это можно "эффективно работать РВ"?»
-- эффективность РВ – от положения стабилизатора. Если к примеру у них была 28%, то можно было бы по идее выбрать и среднюю центровку. Но они выбрали переднюю. А потому, что при стаб = 1, 5 эффективность рулей намного ниже.
«"Если нет уверенности...", то уменьшают взлётную массу, а не скорость, вроде так учили»
-- всё правильно. Так и сделал командир, - в своих расчётах он исходил из того , что взлётная масса не более 102 тонн.

Теперь , чтобы подвести какую то черту по моим последним топикам, и больше не возвращаться к теме РЛЭ, вот кратко. – Взлёт должен производиться со скоростями, которые обеспечивают необходимый запас по сваливанию, рассчитан из условия V2(безопасная) =1, 15Vs. Для массы 102 тонны Vr =V2-40. Если командир взлетал из расчёта 102 тонн, то все скорости были сдвинуты в меньшую сторону. Отсюда и запас по сваливанию стал меньше. И в этом случае при эволюции скорости (к примеру при уборке закрылков), у них резко повышается вероятность сваливания. Что по моим догадкам и произошло. Ситуацию можно было как то поправить, если после отрыва перейти на отсчёт скорости для реальной массы, и конечно уменьшить угол атаки. – Хотите -верьте, - Хотите – нет!

kovs214: Поинтересуйтесь, ИЛ-62 и ТУ-134 летают на 12100? Для наших широт, это стратосфера, а там, из-за малой плотности воздуха, плохая степень демпфирования, а если, при этом, ТНВ отличается от МСА, а там было, вроде как МСА+20, то это всё ещё больше усугубляет ситуацию.
======
У Ил-62 официальный потолок 12000 метров. С учётом маршрута, масса Ил-62 не более 120 тонн в районе катастрофы, могли и повыше залезть при таком подходе со стороны экипажа и тех погодных условиях.

Но эшелон-то 12100. Вы имеете ввиду, если бы вместо 154-го, был 62-ой?

6blick9
Теперь , чтобы подвести какую то черту по моим последним топикам, и больше не возвращаться к теме РЛЭ, вот кратко. – Взлёт должен производиться со скоростями, которые обеспечивают необходимый запас по сваливанию, рассчитан из условия V2(безопасная) =1, 15Vs. Для массы 102 тонны Vr =V2-40. Если командир взлетал из расчёта 102 тонн, то все скорости были сдвинуты в меньшую сторону. Отсюда и запас по сваливанию стал меньше.

Несколько странно Вы выражаетесь, какие еще могут быть "запасы по сваливанию"?
По графику зависимости Vп сваливания от массы видно, что с увеличением массы растет минимальная скорость приборная, на которой самолет свалится. С меньшей массой самолет свалится на меньшей скорости, но это не означает, что "есть запас по скорости сваливания". С меньшей массой есть возможность, по времени, больше прощелкать клювом скорость приборную, а с большей массой такого "запаса прощелкать Vп" нет.
Я Вас правильно понял или нет?

booster:
В принципе - правильно.
Там ведь как появилась эта скорость сваливания, - самолёт с определённой массой (80 тонн) приводился на предельные углы атаки (17) и далее уменьшали скорость, и на 220 он валился. Для 100 – это 245, для 108 – 280. Так и строили график. Поэтому , если к моменту уборки закрылков у него появился предельный угол атаки (по разным причинам), и потеря скорости (из за той же уборки, или ещё чего там), то со скорости 280 – падение. На мой взгляд к моменту уборки закрылков надо было подойти с большей скоростью и немного меньшим углом атаки и было бы норма.

6blick9

«Первый раз слышу, что самолёт от ВПП можно оторвать силой воли командира, а не законами аэродинамики»
-- немного переврали меня. Сила воли здесь не причём, - командир был заложником ситуации.

Откуда вам известно про "заложник ситуации"?

«Тем более Vr совпадает с V1»
-- не знаю что там у вас совпадает с чем, но вот выдержка из РЛЭ – « по достижению скорости Vr , взятием колонки штурвала на себя начните подъём передней ноги.

Совпадает не у меня, это написано в РЛЭ.

«А как это можно "эффективно работать РВ"?»
-- эффективность РВ – от положения стабилизатора. Если к примеру у них была 28%, то можно было бы по идее выбрать и среднюю центровку. Но они выбрали переднюю. А потому, что при стаб = 1, 5 эффективность рулей намного ниже.

Откуда такие данные? Про то что выбрали?. Взлетать, с полностью загруженном самолёте, с стаб-ром в положение (-1, 5), это самоубийство. Положение стаба, при взлёте, оговорено в РЛЭ, и без всяких, буйных фантазий.

«"Если нет уверенности...", то уменьшают взлётную массу, а не скорость, вроде так учили»
-- всё правильно. Так и сделал командир, - в своих расчётах он исходил из того , что взлётная масса не более 102 тонн.

Что-то ваши додумки какие-то странные, даже не реальные.

kovs214:
"Что-то ваши додумки какие-то странные, даже не реальные."
- Дык, есть два варианта - проглотить, или выплюнуть, - выбирайте.

Вы, к тому, ещё и оригинал :))

6blick9
Там ведь как появилась эта скорость сваливания, - самолёт с определённой массой (80 тонн) приводился на предельные углы атаки (17) и далее уменьшали скорость, и на 220 он валился. Для 100 – это 245, для 108 – 280. Так и строили график.

По графику из РЛЭ 154-Б2 для массы=100 т. Vп сваливания=300 км/час. на "чистом крыле" - закрылки убраны.
Из какого графика Вы взяли Vп сваливания=245км/час?

booster:
У меня "Б". Но думаю, разницы в этом случае нет. Там же два графика - один для закрылков 28, другой "0". Я так думаю Вы для нуля смотрели, тогда да, - 300. Тогда если они потеряли скорость почти в нуле, то "легли" быстрее.

самолёт с определённой массой (80 тонн) приводился на предельные углы атаки (17) и далее уменьшали скорость, и на 220 он валился. Для 100 – это 245, для 108 – 280. Так и строили график.


во первых такого графика до 108 тонн ни кто и не строил,
во вторых зависимость Vсв от массы пропорционально корню
m......80......100.....108 t
Vсв.220......246......257 km/h.

"во первых такого графика до 108 тонн ни кто и не строил,
во вторых зависимость Vсв от массы пропорционально корню
m......80......100.....108 t
Vсв.220......246......257 km/h."
-- Не согласен, - Вариант номер 2 - выплюнул.

booster
По графику из РЛЭ 154-Б2 для массы=100 т. Vп сваливания=300 км/час. на "чистом крыле" - закрылки убраны.
-----
К графикам нужно относиться осторожно.
Например, в РЛЭ ТУ-154-Б2 по графику набора высоты невозможно выдержать приборную скорость 575 км/час до высоты 9 750 метров в условиях МСА. Ограничение по высоте наступает раньше.

6blick9
Новичок-курсант

ответить



"во первых такого графика до 108 тонн ни кто и не строил,
во вторых зависимость Vсв от массы пропорционально корню
m......80......100.....108 t
Vсв.220......246......257 km/h."
-- Не согласен, - Вариант номер 2 - выплюнул.

не верите формуле подъемной силы? воля ваша. придумайте свою.

Это официальный потолок Ил-62. Если экипаж готов нарушать РЛЭ, то на этом маршруте и в тех условиях Ил-62 можно было затащить на 12100 метров (примерно так-же как и 85185). Только итоговый результат был бы другим.

Я знаю ваше отношение к ТУ-154 и ИЛ-62, перемолчу ;)

Официальный потолок и возможность залезть вещи разные- и если Ту-154 как правило ограничен по потолку аэродинамикой(по устойчивости) то Ту-134 и подозреваю Ил-62 реально ограничены тягой двигателей. У Ту-134 потолок ныне 12500 и мне доводилось на ней летать (зимой) , Но у Ту-134 на номинале вертикальная падает до нуля гораздо раньше чем начнут сходиться максимальное М и минимальная скорость( считай запас по УА), Ту-154 же ограничен именно запасом по УА
Т.е. Ил-62 и Ту-134 аэродинамически более высотные самолеты . Просто многие пилоты привыкнув что многие самолёты имеют бумажный потолок "с запасом" то Ту-154 свои ограничения требует соблюдать неукоснительно.
С ув. RR

Вы хотите сказать, что устойчивость(продольная)в условиях большой высоты, начинает падать, т.е. самолет идет в раскачку...?!

Плотность воздуха уменьшается с увеличением высоты полета, из этого вытекает: скорость звука и число М, скоростной напор и подъемная сила, критический угол атаки, уменьшение тяги двигателей и много еще чего.
Цитата: "4. Потолок самолета и его изменение в реальной атмосфере
Потолок самолетов зависит от атмосферных условий. При полетах на высотах, близких к потолку, ухудшается устойчивость и управляемость самолетов. Здесь полеты выполняются с большим, чем обычно, углом атаки. Если самолет попадает в область сильных восходящих движений воздуха и положительных отклонений температуры от стандартной, то он может оказаться на закритических углах атаки. При такой ситуации не исключена возможность потери устойчивости, срыва воздушного потока и остановки двигателя. Поэтому правильное определение потолка самолета необходимо для обеспечения безопасности полета. Для обеспечения безопасности полета устанавливается предельно допустимая высота полета . Она на 1…2 км меньше практического потолка. Предельно допустимая высота аналогично другим летно-техническим характеристикам, относится к стандартным условиям. Изменение потолка можно рассчитать: ∆t, где к – эмпирический коэффициент, показывающий на сколько метров изменится потолок самолета если температура воздуха изменится на 1;-фактическая и стандартная температура воздуха. Для практического учета изменения потолка и предельных высот полета необходима информация о фактическом состояние атмосферы. Ее получает на основание данных радиозондирования атмосферы".
http://www.studfiles.ru/previe ...

neko
Вы хотите сказать, что устойчивость(продольная)в условиях большой высоты,

запас по УА по нормативному вертикальному порыву.

По моему мнению (могу ошибаться), 85185 не хватало именно тяги. Но я говорил про другое. Ил-62 или Ту-134 в тех условиях перешли бы на управляемое снижение с набором скорости даже при попытке экипажа удержать высоту. Другое дело, что снижение и разгон шёл в зону грозового фронта с большой вероятностью разрушения самолёта в воздухе.

Ту-134 точно а Ил-62 при центровках кроме предельно задних просто бы свалились. Ту-134 сваливается очень резко(и достаточно страшно) но разогнав скорость сама выходит из сваливания.
Но теоретически и её можно загнать в штопор.
Ту-154 в принципе так же- но при неправильных действиях штурвалом(если ничего не делать он сам разгонит скорость) он перейдёт в штопор.
85185 два раз свалился и вышел.но на третий экипаж загнал таки его в штопор...
С Ув RR

подниму-ка я эту ветку...

Вот я подобрал данных по протеканию Mz(alpha) для наших и американских самолетов ордного поколения.

http://savepic.ru/13391456.jpg

Во-первых, я так и не увидел подтверждения вот этого:

"B-727, если попадает, то попадает в обычный неустойчивый срыв, а из него в обычный штопор. Поэтому его вполне можно вывести, хотя и с потерей километра высоты. Если Ту-154 попадает в срыв, то при малейшем промедлении наступает глубокий срыв, а в нем самолёт стабилизируется, следствием всего этого является плоский штопор, из которого (т.к. самолет стабилизирован в неполетном положении) выйти невозможно при любом запасе высоты."

vasilf, откуда это видно на представленных графиках? Вы таки снизойдете до объяснений? Я как-то вижу что при отлоненных РВ на больших УА что 727, что 154 имеют отрицательные mz, что у обоих примерно в одно время случится подхват, да и вообще, что эти самолеты в смысле статической устойчивости близки и у обоих есть возможность оказаться в суперсрыве. Ну, может, у 727 это произойдет несколько позже по УА.

Во-вторых, в моем сборнике графиков приведена Mz(alpha) ДС-9. Мне было бы очень интересно узнать как из этих данных вытекает невозможность суперсрыва у этой машины? Я как-то вижу иное: подхват и суперсрыв имеют место и если экипаж "захочет", он там окажется. Следует, конечно, отметить и меры, принятые вовсе не для исключения суперсрыва на этом самолете, а для улучшения характеристик в режиме сваливания - в районе УА 17-21 град отрицательная производная mz резко возрастает (следствие увеличенного ГО и вызванного вортилоном скоса потока на ГО). Это, естественно, сильно улучшает пилотажные характеристики, но отнюдь не гарантирует от суперсрыва. Для примера и сравнения приведен также график Ил-62. Хотя протекание mz(alpha) иное, чем у ДС-9, но отрицательная производная, хотя и уменьшается после 10 град, но идет до УА около 25. Это работа клыка, а затем и гондолы двигателей обеспечивают отрицательный mz.

В-третьих, приведены данные по Ту-134. Были брошены весьма серьезные обвинения не просто в рукожопости, но в рукожопости по причине постановки галочки к нужной дате, т.е. в человеческой нечистоплотности. В качестве альтернативы приводился пример принципиального и чистоплотного конструктора Л.Л. Селякова, замечательным образом улучшившего в нам тут интересном отношении самолет Ту-134. Хотелось бы, чтобы на приведенных графиках в сравнении 134 и 154 мне были бы указаны объективные, реализованные в аэродинамических характеристиках, свидетельства сей прозорливости и принципиальности Селякова, как антипода нечистоплотным АНТ и Егеру.

vasilf
Также не знал, что требования ТЗ на госиспытаниях выполнены не были. Книжка хорошая - но настолько, насколько автору удалось добыть для неё информацию из первых рук.


По поводу книжки Якубовича. Откуда Вы взяли, что это правда о невыполнении требований ТЗ? Он акт привел госиспытаний? Он, например, от балды написал на стр.5, что у Ту Су в ПОЛТОРА РАЗА меньше, чем у 727. Он сдурел? я на этой ветке уже приводил Ц-Игреки, это совершенно неторудно узнать, тем более для такого "знаменитого" авиаписателя... Этот дядя уже лет 15 гонит туфту за туфтой, мне жалко денег, потраченных на несколько его книжек. Характерный пример - Е.Арсеньев, занятый историей фирмы МиГ, мог бы уже написать несколько статей по МиГ-21. Однако по причине существования Якубовича сказал - только монография. Жди теперь ее еще 10 лет...

BLASIUS
это вообще о чем специфически рутановском речь? На больших углах все входят в атмосферу.

vasilf
Не все при этом попадают в устойчивый глубокий срыв. Вы можете себе представить устойчивый глубокий срыв у Шаттла или Бурана? Я не представляю - ему там неоткуда взяться. Это Рутан придумал, а нужно ли оно - время покажет.


что Вы называете устойчивым глубоким срывом? Наличие устойчивой трим пойнт при больших УА? Шаттл при спуске балансируется на 40 град. Это глубоко отрывное обтекание.

Или глубокий срыв для Вас это наличие протяженного участка с положительной производной mz? тогда было бы интересно узнать откуда эти сведения по рутановской СпейсШип. Может так статься, что фигурирующий в научпопе по отношению к этой машине deep stall ничего общего с обсуждаемыми выше явлениями не имеет.

Это не из научпопа было взято, а с сайта scaled.com в отчете об одном из испытаний, которое, правда, не очень удачно завершилось. Было ли продолжение этой темы, в других отчетах не сказано. Вот, собственно, этот отчёт:

Objectives:
Second glide flight of SpaceShipOne. Flying qualities and performance in the space ship feather mode. Pilot workload and situational awareness while transitioning and handling qualities assessment when reconfigured. As a glider, deep stall investigation both at high and low altitude and envelope expansion out to 200 kts and 4 G's. Lateral directional characteristics including adverse yaw, roll rate effectiveness and control including aileron roll and full rudder side slips.

Results:
The flight was aborted about 20 minutes before launch, after a GPS navigation malfunction occurred in the SpaceShip avionics system. The mated pair continued to test other systems including Spaceship fuselage heating, then returned for a mated landing.