При досягненні сучасними літаками великих швидкостей польоту з'явилися раніше невідомі явища, які ускладнюють пілотування літака: «валежка», реверс елеронів, зворотна реакція на дачу ніг, зниження ефективності елеронів і керма.
«Валежка» обумовлюється порушенням аеродинамічній симетрії, тому що неможливо побудувати літак з ідеально однаковими (симетричними) по жорсткості, геометричної форми правим і лівим підлозі крилами. Припустимо, що в результаті геометричній несиметрії кут атаки одного напівкрила виявився трохи більше, ніж іншого. Через відсутність симетрії в кутах атаки з'явиться крениться момент, для усунення якого льотчик повинен відхилити елерони в протилежну сторону. На великих швидкостях польоту, навіть при незначній різниці кутів атаки, крениться момент досягає великої величини і для його парирування потрібно або відхиляти елерони на великий кут, або зменшувати швидкість польоту. Якщо літак має неоднакову жорсткість полукрильев, то при польоті на великій приладової швидкості менш жорстке крило матиме більшу деформацію. Якщо це стреловидное крило, то деформація у вигляді вигину викликає зменшення кутів атаки, особливо ближче до кінця крила (Рис. 31).
При різної жорсткості на вигин і крутіння кути атаки правого і лівого полукрильев будуть змінюватися на різні величини. Це в свою чергу призводить до того, що підйомні сили крил будуть неоднакові. При великих приладових швидкостях різниця в підйомних силах стає настільки великою, що викликає крен літака в сторону менш жорсткого крила.
Спроба боротися з виниклою «валежкой» - відхиленням елеронів - зазвичай не тільки не дає позитивних результатів, а, навпаки, погіршує її. Така реакція літака пов'язана з так званим реверсом елеронів.
Реверс елеронів. Під дією аеродинамічних сил крило в польоті згинається і закручується. Крутіння крила пояснюється тим, що зовнішнє навантаження, що діє по лінії центрів тиску крила, не збігається з так званої віссю жорсткості (Рис. 32). Лінія центрів тиску, як правило, розташована позаду лінії жорсткості крила, тому крило закручується на зменшення кутів атаки. У прямих крил це явище виражено слабше, ніж у стреловидного крила, у якого аеродинамічні сили викликають крутіння і вигин, причому останній також закручує крило.
Відхилення елеронів зміщує центр тиску назад, чим ще більше закручується стреловидное крило. Крутіння крила за рахунок відхилення елеронів може досягти такої зміни фактичних кутів атаки напівкрила, що підйомна сила, створювана елеронами DУел. буде менше зміни підйомної сили, викликаного крутінням крила В результаті літак буде кренитися не в ту сторону, куди відхилена ручка управління, а в протилежну. Настає так званий реверс елеронів. Реверсом елеронів називається зворотне їх дію, що наступає на великих швидкостях польоту внаслідок закручування крила.
Мал. 31 Вплив вигину стреловидного крила на фактичні кути атаки профілів
Мал. 32 Крутіння крила від зовнішніх навантажень і при відхиленні елеронів
Швидкість польоту, при якій літак втрачає поперечну керованість, називається швидкістю реверсу. Для запобігання реверсу елеронів необхідно, щоб максимальна швидкість польоту була менше швидкості реверсу. Зрозуміло, що для збільшення швидкості реверсу необхідно збільшити твердість крила на кручення.
Зворотна реакція на дачу ноги виникає у літаків із стрілоподібними крилами під час польоту зі швидкістю, що перевищує критичну швидкість по числу М. Суть цього явища полягає в тому, що при відхиленні керма напряму в одну сторону, наприклад вправо, літак починає кренитися вліво. Це пояснюється тим, що при відхиленні керма вправо фактична стреловидность полукрильев змінюється (див. Рис. 33).
Мал. 33 Зміна Су залежно від числа М. польоту і стрілоподібності крила
При перевищенні деякої швидкості, відповідної Мобрей, зміна стрілоподібності таким чином змінює підйомну силу, що у напівкрила з меншою фактичної стреловидностью підйомна сила зменшується, а у напівкрила, дійсна стрілка якого збільшується, відбудеться зростання підйомної сили. В результаті то полукрило, в сторону якого була відхилена педаль, почне підніматися, т. Е літак почне обертатися в сторону, протилежну відхиленню педалі.
Зниження ефективності рулів з'являється при польоті на закритичних швидкостях польоту.
При польоті на докритичних швидкостях відхилення керма (елерона) викликає перерозподіл тисків по всьому профілю оперення або крила, в результаті чого виникає додаткова аеродинамічна сила DУГ.О.
Якщо політ відбувається на закритичних швидкостях, при яких на оперенні виникають перегони ущільнення, то ефективність керма різко знижується в результаті того, що перерозподіл тисків уздовж хорди профілю при відхиленні керма поширюється вперед тільки до стрибка ущільнення.
Пояснюється це тим, що обурення, викликані відхиленням керма і поширюються зі швидкістю звуку, не можуть поширитися на ту частину оперення, де швидкість потоку більше швидкості звуку. Тому при відхиленні керма (елеронів) при закритичних числах М польоту змінюється характер обтікання тільки тієї частини оперення, яка розташована позаду стрибка ущільнення (Рис. 34).
Мал. 34 Розподіл тиску уздовж хорди профілю при відхиленні керма при
Таким чином, в створенні додаткової аеродинамічній сили, викликаної відхиленням керма, бере участь тільки частина площі оперення, в результаті чого величина підйомної сили DУг.о. також буде зменшена. Для підвищення ефективності рулів на закритичних швидкостях польоту стабілізатор і кіль набираються з профілів з меншою, ніж у крила, відносною товщиною с, збільшується стреловидность хвостового оперення.
При польоті на надзвукових швидкостях ефективність керма майже повністю відновлюється. Це пояснюється тим, що при відхиленні керма, наприклад, вниз, над ним збільшується розрідження через збільшення швидкості потоку, а під ним швидкість потоку зменшується через його гальмування. Внаслідок цього різниця тисків під кермом і над кермом збільшується, що призводить до збільшення ефективності рулів.
На сучасних літаках, які здійснюють польоти з надзвуковими швидкостями, для поліпшення керованості застосовують керовані стабілізатори, у яких кермо висоти відсутні. Стабілізатор при цьому через систему гідропідсилювачів пов'язаний безпосередньо з ручкою управління в кабіні, і льотчик, керуючи літаком, так само як і через кермо висоти, відтіняє ручку управління в потрібному напрямку. При взятті ручки на себе стабілізатор зменшує кут атаки, при дачі ручки від себе - збільшує.
Для поліпшення поперечної керованості на великих кутах атаки застосовують так звані інтерцептори, які представляють собою пластини, кінематично пов'язані з елеронами і розташовані уздовж розмаху крила. Залежно від конструкції літака інтерцептори можуть бути розташовані як на верхній поверхні крила, так і на нижній (Рис. 35). При верхньому розташуванні Інтерцептор він висувається при відхиленні елерона вгору. Висування Інтерцептор викликає інтенсивний зрив потоку, внаслідок чого відбувається різке зниження підйомної сили крила. При нижньому розташуванні інтерцептори висувається в потік на тому крилі, на якому елерон відхиляється вниз. В цьому випадку пластина Інтерцептор гальмує потік, тиск під крилом підвищується і крило отримує додатковий приріст підйомної сили
Мал. 35 Інтерцептор на крилі літака. а - верхнє розташування; б - нижнє розташування
Як самостійний орган поперечного управління інтерцептори не отримали застосування внаслідок значного запізнення в своїй дії, тому застосовуються як доповнення до елерони. При нейтральному положенні елеронів інтерцептори прибрані врівень з обшивкою і висуваються лише при відхиленні елеронів на деякий кут. Подальше збільшення кута відхилення елеронів відбувається при висунутому Інтерцептор. В результаті синхронізації відхилення Інтерцептор і елерона їх дії як органів управління підсумовуються.