Так, при выводе машины из пикирования летчик отклоняет ручку управления на себя, что приводит к изменению углов атаки элементов профилей лопастей в определенных частях диска НВ. От набегающего потока воздуха конус НВ стремится наклониться влево (винт вращается по часовой стрелке), и машина при выходе из пикирования начнет крениться влево. Чтобы это предотвратить, вертикальные тяги управления поворотом лопастей относительно осевых шарниров вынесены вперед на определенный угол, а качалки управления наклоном тарелки автомата перекоса смещены против направления вращения НВ относительно продольной и поперечной осей симметрии аппарата. Эти конструктивные меры уменьшают перекрестные связи в продольном и поперечном управлении одновинтовым вертолетом. Однако полностью исключить их на всех режимах не удается.
В процессе вывода вертолета из пикирования по мере отклонения конуса НВ назад углы атаки элементов профилей лопастей претерпевают изменения в передней и задней частях диска винта. Изменяются и аэродинамические силы: увеличиваются на азимуте 180° и уменьшаются на 0°. Под действием этих сил лопасти максимально взмахивают вверх в секторе 180–270° и максимально вниз — в секторе 0-90°, что вызывает на одновинтовых вертолетах наклон конуса НВ влево и появление кренящего вертолет момента влево.
Отклонение конуса НВ назад одновременно приводит к изменению положения лопастей относительно вала винта. Под действием сил Кориолиса лопасти НВ получают максимальное приращение угловой скорости вращения за счет поворота относительно вертикальных шарниров на азимуте 180° и максимально замедляются на 0°. На этих же азимутах максимально изменяется и подъемная сила. Следовательно, это способствует дополнительному завалу конуса НВ влево.
При выводе одновинтового вертолета из пикирования на него, кроме моментов от аэродинамических сил, возникающих при вращении НВ с угловой скоростью ω>z, действуют и гироскопические моменты. Их источник — вращающиеся роторы, в первую очередь НВ, а также роторы РВ и двигателей.
Величина гироскопического момента может быть найдена из выражения
М>гир = Jω>pω>b sin γ, где J — момент инерции ротора; ω>p — угловая скорость вращения ротора; ω>b — угловая скорость вращения вертолета; γ — угол между векторами ω>p и ω>b. Анализ этих величин показывает, что все они, за исключением ω>b, на ряде маневров практически постоянны. Чем энергичнее выполняется маневр, тем больше ω>b и, соответственно, гироскопический момент, воздействующий на вертолет.
