Такая схема при ее оптимальной реализации обеспечивает короткий взлет и посадку без конструктивных дополнений, какие имеют самолеты ВВП или самолеты с изменяемой геометрией крыла, т.е. самолеты сложной конструкции. Это позволило не только значительно снизить единичную стоимость самолетов этого типа, но также упростить обслуживание и эксплуатацию и повысить надежность. Однако поскольку любая схема не лишена и определенных недостатков, а технический прогресс непрерывно открывает новые возможности, то при разработке самолетов следующего поколения могут оказаться полезными даже те конструктивные идеи, которые сегодня считаются нерациональными. Таким образом, разнообразие путей поиска решений можно расценивать как фактор, обеспечивающий дальнейший прогресс.
4. Управление сверхзвуковым самолетом
Во время второй мировой войны и в первые годы после ее окончания пилоты и конструкторы столкнулись с рядом аномалий в устойчивости и управляемости самых быстрых самолетов-истребителей с поршневыми двигателями и первых реактивных самолетов. Позднее, после проведения обширных исследований, удалось так усовершенствовать форму околозвукового, а затем и сверхзвукового самолета, что изменения устойчивости и управляемости при волновом кризисе стали проявляться менее резко, а потом и вовсе едва заметно.
Эти аномалии связаны главным образом с характером обтекания при околозвуковых скоростях. Такому обтеканию сопутствовали среди прочих следующие характерные явления:
1. Наиболее часто происходило затягивание в пикирование. В таких случаях после достижения определенной скорости полета при неподвижной ручке управления самолет начинал самопроизвольно наклоняться носом вниз, а скорость и угол пикирования быстро увеличивались. Пытаясь противодействовать этому, пилот прикладывал к ручке исключительно большое усилие, наклоняя ее на себя. Однако иногда самолет не реагировал на действия пилота и выходил из пикирования самопроизвольно на малой высоте либо разбивался.
Причины, вызывающие это явление, были выяснены только в последующие годы. Исследования показали, что при достижении околозвуковых скоростей в областях наибольшего разрежения на поверхностях крыла и оперения возникает сверхзвуковое обтекание, изменяющее характер распределения давления вдоль хорды профиля. При этом центр давления (ц.д.) профиля смещается назад, что приводит к соответствующему сдвигу назад ц. д. всего самолета; это в свою очередь (при постоянном положении центра тяжести самолета ц. т.) вызывает увеличение момента на пикирование. В самолетах дозвуковых аэродинамических форм, в которых планер винтомоторного самолета был приспособлен для установки реактивного двигателя, явление затягивания в пикирование было реальной опасностью, поскольку у прямого крыла с довольно большой относительной толщиной профиля ц.д. сильнее смещается назад при переходе от дозвуковых скоростей полета к сверхзвуковым. Ввиду этого для первых реактивных самолетов устанавливалось ограничение на максимально допустимое полетное число Маха, всегда меньшее критического значения Мкр .
Изменение продольного момента при переходе самолета через звуковой барьер всегда значительно; только в результате смещения назад ц.д. происходит 3-кратное увеличение момента на пикирование. В самолетах дозвуковых аэродинамических форм с горизонтальным оперением, состоящим из стабилизатора и руля высоты, необходимый для балансировки самолета момент можно было создать лишь с помощью руля. В то же время явление затягивания в пикирование сопровождалось значительным снижением эффективности управления при околозвуковых скоростях полета. Это не позволяло компенсировать резко возрастающий продольный момент, особенно в диапазоне чисел Маха 0,8-1,0.
2. Снижение эффективности при М › › Мкр характерно не только для руля высоты, но и для всех других управляющих поверхностей и связано с особенностями сверхзвуковых течений, в которых возмущения не распространяются вверх по потоку (поток имеет сверхзвуковую скорость, а возмущения распространяются со скоростью звука). Ввиду этого при полетах с дозвуковыми скоростями отклонение руля, расположенного в задней части профиля, приводит к изменению распределения давления по всему профилю (т.е. на всей поверхности, например, оперения), тогда как при возрастании М выше Мкр это изменение охватывает все меньшую область ввиду перемещения сверхзвукового скачка уплотнения в направлении задней кромки. При М › 1 отклонение руля вызывает изменение распределения давления уже только на нем самом, из-за чего эффективность руля в сверхзвуковом полете всегда ниже, чем в полете с дозвуковой скоростью.