Далее будет видно, что уменьшение скоса потока при числах является одной из причин так называемого «затягивания в пикирование», иногда наблюдаемого при полете с числами. В случае стреловидного крыла, особенно на больших углах атаки, волновой кризис начинается не у корня крыла, а вблизи его концов, так что при неиз­менном крыла ордина­та в середине крыла уве­личивается, расстояние меж­ду вихревыми жгутами уменьшается и скос потока увеличивается. Увеличение скоса потока может привести к появлению «ложки» на кри­вой, т. е. к уменьшению продоль­ной статической устойчиво­сти самолета при больших числах. Рассчитать теоретически изменение скоса потока при увеличении числа М сверх критического в настоящее время не представляется возмож­ным, поэтому для оценки влияния сжимаемости воздуха на скос потока у оперения приходится обращаться к данным испытания модели самолета в скоростной аэродинамической трубе. При сверхзвуковых скоростях полета, когда число М>1, как известно из курса газовой динамики, возмущения потока в идеальном газе, созда­ваемые каким-либо источником, распространяются только внутри некото­рого угла, определяемого из условия. Область распространения возмущений, возникающих при обтекании крыла достаточно большого (теоретически — бесконечно большого) раз­маха потоком сжимаемого невязкого газа при М>1, ограничена двумя линиями возмущений, выходящими из передней и задней кромок крыла. Кроме того, при крыле конечного размаха возмущения рас­пространяются также внутри конусов возмущения с вершинами в концах крыла и с углом при вершине. Вне зоны возмущений теоретически поток остается невозмущенным. Значит, если горизонтальное оперение расположено таким образом, что оно не попадает внутрь этой зоны, то оно работает как изолированное в неско-шенном потоке.