4.11.1 Podzvukový versus nadzvukový tok #

V podzvukové aerodynamice je teorie vztlaku založena na silách generovaných na tělese a pohybujícím se plynu (vzduchu), ve kterém je ponořeno. Při rychlostech přibližně 260 uzlů lze vzduch považovat za nestlačitelný v tom, že v pevné výšce zůstává jeho hustota téměř konstantní, zatímco jeho tlak se mění. Za tohoto předpokladu působí vzduch stejně jako voda a je klasifikován jako tekutina. Podzvuková aerodynamická teorie také předpokládá, že účinky viskozity (vlastnost tekutiny, která má tendenci bránit pohybu jedné části tekutiny vzhledem k druhé) jsou zanedbatelné a klasifikuje vzduch jako ideální tekutinu, která odpovídá principům aerodynamiky ideální tekutiny, jako je např jako kontinuita, Bernoulliho princip a oběh.

Ve skutečnosti je vzduch stlačitelný a viskózní. Zatímco účinky těchto vlastností jsou při nízkých rychlostech zanedbatelné, s rostoucí rychlostí se stávají stále důležitější účinky stlačitelnosti. Stlačitelnost (a v menší míře viskozita) má prvořadý význam při rychlostech blížících se rychlosti zvuku. V těchto otáčkách způsobuje stlačitelnost změnu hustoty vzduchu kolem letadla.

Během letu křídlo vytváří vztlak zrychlením proudění vzduchu nad horním povrchem. Tento zrychlený vzduch může a dosahuje zvukové rychlosti, i když samotný letoun může létat podzvukový. V některých extrémních AOA může být v některých letadlech rychlost vzduchu nad horním povrchem křídla dvojnásobná rychlost letadla. Je tedy zcela možné mít na letadle jak nadzvukové, tak podzvukové proudění vzduchu. Když rychlosti proudění dosáhnou zvukových rychlostí na nějakém místě v letadle (jako je plocha maximálního prohnutí na křídle), další zrychlení má za následek nástup efektů stlačitelnosti, jako je tvorba rázových vln, zvýšení odporu, nárazy, stabilita a potíže s ovládáním. Principy podzvukového toku jsou neplatné při všech rychlostech nad tímto bodem. [Obrázek 4-56]

4.11.2 Rozsahy rychlosti #

Rychlost zvuku se mění s teplotou. Za standardních teplotních podmínek 15 °C je rychlost zvuku na hladině moře 661 uzlů. Při 40 000 stopách, kde je teplota –55 °C, rychlost zvuku klesá na 574 uzlů. Při vysokorychlostním letu a/nebo letu ve vysokých nadmořských výškách je měření rychlosti vyjádřeno jako „Machovo číslo“ – poměr skutečné rychlosti letadla k rychlosti zvuku za stejných atmosférických podmínek. Letadlo jedoucí rychlostí zvuku jede na Mach 1.0. Režimy rychlosti letadla jsou definovány přibližně následovně: Subsonic—Machova čísla pod 0,75; Transonic—Machova čísla od 0,75 do 1,20; nadzvuková – Machova čísla od 1,20 do 5,00; Hypersonic—Machova čísla nad 5,00.

Zatímco lety v transsonickém a nadzvukovém rozsahu jsou pro vojenská letadla běžným jevem, civilní proudová letadla běžně operují v rozsahu tempomatu Mach 0,7 až 0,90.

Rychlost letadla, ve kterém proudění vzduchu nad jakoukoli částí uvažovaného letadla nebo struktury nejprve dosáhne (ale nepřesahuje) Mach 1.0, se nazývá „kritické Machovo číslo“ nebo „Mach Crit“. Kritické Machovo číslo je tedy hranicí mezi podzvukovým a transsonickým letem a je do značné míry závislé na konstrukci křídla a profilu křídla. Kritické Machovo číslo je důležitým bodem v transsonickém letu. Když se na letadle vytvoří rázové vlny, může dojít k separaci proudění vzduchu následované potíží s řízením bufetu a letadla. Rázové vlny, bufet a separace proudění vzduchu probíhají nad kritickým Machovým číslem. Proudové letadlo je obvykle nejúčinnější při jízdě na svém kritickém Machově čísle nebo v jeho blízkosti. Při rychlostech 5–10 procent nad kritickým Machovým číslem začínají efekty stlačitelnosti. Tah začne prudce stoupat. S „Dag Rise“ jsou spojeny bufety, změny trimu a stability a snížení účinnosti kontrolního povrchu. To je bod „Drag Divergence“. [Obrázek 4-57]

VMO/MMO je definována jako maximální provozní mezní rychlost. VMO je vyjádřeno v uzlech kalibrovaných vzdušných rychlostech (KCA), zatímco MMO je vyjádřeno v Machově čísle. Limit VMO je obvykle spojen s operacemi v nižších nadmořských výškách a zabývá se strukturálními zatíženími a flutterem. Limit MMO je spojen s operacemi ve vyšších nadmořských výškách a obvykle se více zabývá efekty stlačitelnosti a flutterem. V nižších nadmořských výškách jsou konstrukční zatížení a třepotání předmětem zájmu; Ve vyšších nadmořských výškách jsou znepokojivé účinky stlačitelnosti a chvění.

Přilnavost k těmto rychlostem zabraňuje konstrukčním problémům v důsledku dynamického tlaku nebo flutteru, degradaci v reakci na řízení letadla v důsledku efektů stlačitelnosti (např. Mach Tuck, Reversal křidélek nebo Buzz) a odděleného proudění vzduchu v důsledku rázových vln, které mají za následek ztrátu vztlaku nebo vibrace a bufet. Kterýkoli z těchto jevů by mohl bránit pilotovi v tom, aby byl schopen adekvátně ovládat letadlo.

Například první civilní proudové letadlo mělo limit VMO 306 KCA až do přibližně FL 310 (ve standardním dni). V této nadmořské výšce (FL 310) byla MMO 0,82 přibližně rovna 306 kcas. Nad touto nadmořskou výškou se MMO 0,82 vždy rovnalo KCA nižším než 306 kcas, a tak se stalo provozním limitem, protože jste nemohli dosáhnout limitu VMO, aniž byste nejprve dosáhli limitu MMO. Například při FL 380 je MMO 0,82 roven 261 KCA.

4.11.3 Machovo číslo versus rychlost vzduchu #

Je důležité pochopit, jak se rychlost vzduchu mění s Machovým číslem. Jako příklad uvažujme, jak se mění pádová rychlost proudového transportního letadla s nárůstem nadmořské výšky. Nárůst nadmořské výšky má za následek odpovídající pokles hustoty vzduchu a vnější teploty. Předpokládejme, že tato přeprava proudu je v čisté konfiguraci (ozubená kola a klapky nahoru) a váží 550 000 liber. Letoun se může zastavit na přibližně 152 kca na hladině moře. To se rovná (ve standardním dni) skutečné rychlosti 152 ktas a Machově 0,23. Na FL 380 se letadlo stále zastaví na přibližně 152 kcas, ale skutečná rychlost je asi 287 ktas s Machovým číslem 0,50.

Přestože rychlost zastavení zůstala pro naše účely stejná, Machovo i TA se zvýšily. S rostoucí nadmořskou výškou se hustota vzduchu snížila; To vyžaduje rychlejší skutečnou rychlost vzduchu, aby byl stejný tlak snímán Pitotovou trubicí pro stejné KCA nebo KIA (pro naše účely jsou KCA a KIA relativně blízko sebe). Dynamický tlak, který křídlo zažívá při FL 380 při 287 ktas, je stejný jako na hladině moře při 152 ktas. Létá však na vyšší Machovo číslo.

Dalším faktorem, který je třeba vzít v úvahu, je rychlost zvuku. Snížení teploty v plynu má za následek snížení rychlosti zvuku. Jak tedy letadlo stoupá ve výšce s klesající vnější teplotou, rychlost zvuku klesá. Na hladině moře je rychlost zvuku přibližně 661 kcas, zatímco na FL 380 je to 574 kcas. U našich proudových přepravních letadel se tedy pádová rychlost (v KTAS) zvýšila ze 152 na hladině moře na 287 při FL 380. Současně se rychlost zvuku (v KCAS) snížila z 661 na 574 a Machovo číslo se zvýšilo z 0,23 (152 ktas děleno 661 ktas) na 0,50 (287 ktas děleno 574 ktas). Po celou dobu zůstaly KCA pro zastavení konstantní na 152. To popisuje, co se stane, když je letadlo v konstantním KCA s rostoucí nadmořskou výškou, ale co se stane, když pilot během stoupání udržuje Macha konstantní? Při normálních letových operacích je stoupání na 250 kias (nebo vyšší (např. těžké)) do 10 000 stop a poté při specifikované rychlosti stoupání na trase (např. asi 330, pokud je DC10), dokud nedosáhne výšky v „polovina dvacátých let“, kde pilot poté stoupá na konstantní Machovo číslo, aby dosáhl výškové výšky.

Pro ilustraci za předpokladu, že pilot stoupá na MMO 0,82 z hladiny moře na FL 380. KCAS jde z 543 na 261. KIAS v každé výšce by se řídil stejným chováním a lišil by se jen o několik uzlů. Připomeňme si z dřívější diskuse, že rychlost zvuku klesá s poklesem teploty, když letadlo stoupá. Machovo číslo je jednoduše poměr skutečné rychlosti vzduchu k rychlosti zvuku za letových podmínek. Význam toho je, že při konstantním stoupání Machova čísla KCA (a také KTA nebo KIAS) padají. Pokud by letadlo při této konstantní MMO s klesajícími kias, kcas a ktas vyšplhalo dostatečně vysoko, začalo by se blížit své pádové rychlosti. V určitém okamžiku by se pádová rychlost letadla v Machově čísle mohla rovnat MMO letadla a pilot nemohl zpomalit (bez zastavení) ani zrychlit (aniž by překročil maximální provozní rychlost letadla). Tomu se říkalo „Koutek rakve“.

4.11.4 Hraniční vrstva #

Viskózní povaha proudění vzduchu snižuje místní rychlosti na povrchu a je zodpovědná za tření kůže. Jak bylo diskutováno dříve v této kapitole, vrstva vzduchu nad povrchem křídla, která je zpomalena nebo zastavena viskozitou, je hraniční vrstvou. Existují dva různé typy proudění mezní vrstvy: laminární a turbulentní.

4.11.5 Proud laminární mezní vrstvy #

Laminární mezní vrstva je velmi hladké proudění, zatímco turbulentní mezní vrstva obsahuje víry nebo „eddies“. Laminární proudění vytváří menší odpor kožního tření než turbulentní proudění, ale je méně stabilní. Tok hraniční vrstvy přes povrch křídla začíná jako hladký laminární proudění. Jak proudění pokračuje zpět od náběžné hrany, tloušťka laminární mezní vrstvy se zvyšuje.

4.11.6 Turbulentní proudění hraniční vrstvy #

V určité vzdálenosti zpět od náběžné hrany se hladké laminární proudění rozpadne a přejde k turbulentnímu proudění. Z hlediska odporu je vhodné mít přechod z laminárního do turbulentního proudění co nejdále na křídle nebo mít velké množství povrchu křídla v laminární části mezní vrstvy. Nízkoenergetické laminární proudění má však tendenci se rozpadnout náhleji než turbulentní vrstva.

4.11.7 Separace hraničních vrstev #

Dalším jevem spojeným s viskózním prouděním je separace. K oddělení dochází, když se proudění vzduchu oddělí od profilu křídla. Přirozený průběh je od laminární mezní vrstvy k turbulentní hraniční vrstvě a poté k separaci proudění vzduchu. Separace proudění vzduchu vytváří vysoký odpor a v konečném důsledku ničí vztlak. Bod separace hraniční vrstvy se pohybuje dopředu na křídle, když se AOA zvyšuje. [Obrázek 4-58]

Vortexové generátory se používají k oddálení nebo k zabránění separace hraniční vrstvy vyvolané rázovou vlnou, se kterou se setkáváme při transsonickém letu. Jsou to malé profily s nízkým poměrem stran umístěné při 12° až 15° AOA k proudu vzduchu. Vortexové generátory, které jsou obvykle vzdálené několik centimetrů podél křídla před křidélky nebo jinými řídicími plochami, vytvářejí vír, který mísí hraniční proudění vzduchu s vysokým energetickým prouděním vzduchu těsně nad povrchem. To vytváří vyšší povrchové rychlosti a zvyšuje energii hraniční vrstvy. K vytvoření separace proudění vzduchu je tedy nezbytná silnější rázová vlna.

4.11.8 Rázové vlny #

Když letadlo letí podzvukovou rychlostí, vzduch před ním je „varován“ před příchodem letadla změnou tlaku přenášenou před letounem rychlostí zvuku. Kvůli tomuto varování se vzduch začne posouvat stranou, než se letadlo naletí, a je připraven ho nechat snadno projít. Když rychlost letadla dosáhne rychlosti zvuku, změna tlaku již nemůže varovat vzduch před sebou, protože letadlo drží krok se svými vlastními tlakovými vlnami. Částice vzduchu se spíše hromadí před letadlem, což způsobuje prudký pokles rychlosti proudění přímo před letounem s odpovídajícím zvýšením tlaku a hustoty vzduchu.

Jak se rychlost letadla zvyšuje nad rychlost zvuku, tlak a hustota stlačeného vzduchu před ním se zvyšuje, plocha komprese se prodlužuje o určitou vzdálenost před letounem. V určitém bodě proudu vzduchu jsou částice vzduchu zcela nerušené, protože nemají žádné pokročilé varování před přiblížením letadla a v příštím okamžiku jsou stejné částice vzduchu nuceny podstoupit náhlé a drastické změny teploty, tlaku, hustoty a rychlosti. Hranice mezi nenarušeným vzduchem a oblastí stlačeného vzduchu se nazývá rázová nebo „kompresní“ vlna. Stejný typ vlny se tvoří vždy, když se nadzvukový proud vzduchu zpomalí na podzvukový beze změny směru, například když je proud vzduchu urychlován na zvukovou rychlost přes vyklenutou část křídla a poté zpomalí na podzvukovou rychlost, když se plocha maximálního prohnutí projde. rázová vlna se tvoří jako hranice mezi nadzvukovým a podzvukovým rozsahem.

Kdykoli se rázová vlna vytvoří kolmo k proudění vzduchu, nazývá se „normální“ rázová vlna a proudění bezprostředně za vlnou je podzvukové. Nadzvukový proud vzduchu procházející normální rázovou vlnou zažívá tyto změny:

• Proud vzduchu je zpomalen na podzvukový.
• Proud vzduchu bezprostředně za rázovou vlnou nemění směr.
• Statický tlak a hustota proudu vzduchu za vlnou se výrazně zvyšuje.
• Energie proudu vzduchu (označená celkovým tlakem – dynamickým plus statickým) je značně snížena.

Tvorba rázových vln způsobuje zvýšení odporu. Jedním z hlavních účinků rázové vlny je vytvoření husté oblasti vysokého tlaku bezprostředně za vlnou. Nestabilita oblasti vysokého tlaku a skutečnost, že část rychlosti energie proudu vzduchu se při protékání vlnou přeměňuje na teplo, je faktorem přispívajícím ke zvýšení odporu, ale odpor vyplývající z separace proudění vzduchu je mnohem větší. Pokud je rázová vlna silná, hraniční vrstva nemusí mít dostatečnou kinetickou energii, aby odolala separaci proudění vzduchu. Odpor vzniklý v transsonické oblasti v důsledku tvorby rázových vln a separace proudění vzduchu je známý jako „vlnový odpor“. Když rychlost překročí kritické Machovo číslo asi o 10 procent, vlnový odpor se prudce zvýší. Ke zvýšení rychlosti letu za tento bod do nadzvukového rozsahu je zapotřebí značné zvýšení tahu (výkonu) do nadzvukového rozsahu, kde se v závislosti na tvaru profilu křídla a úhlu náběhu může hraniční vrstva znovu připojit.

Normální rázové vlny se tvoří na horním povrchu křídla a tvoří další oblast nadzvukového proudění a normální rázovou vlnu na spodním povrchu. Jak se rychlost letu blíží rychlosti zvuku, oblasti nadzvukového proudění se zvětšují a rázové vlny se pohybují blíže k odtokové hraně. [Obrázek 4-59]

S „Dag Rise“ jsou spojeny bufet (známý jako Mach Buffet), změny střihu a stability a snížení kontroly

účinnost síly. Ztráta zdvihu v důsledku separace proudění vzduchu má za následek ztrátu splachování a změnu polohy středového tlaku na křídle. Separace proudění vzduchu vytváří turbulentní brázdu za křídlem, což způsobuje, že povrchy ocasu bufetují (vibrují). Ovládání sklonu nosu nahoru a nosu dolů, které poskytuje vodorovný ocas, závisí na splachování za křídlem. Zvýšení proplachování dolů tedy snižuje účinnost řízení výšky ocasu, protože účinně zvyšuje úhel náběhu, který vidí povrch ocasu. Pohyb křídla CP ovlivňuje moment nadhazování křídla. Pokud se CP pohybuje za zádí, vznikne potápěčský moment označovaný jako „mach tuck“ nebo „zastrčit pod“, a pokud se pohne vpřed, vznikne moment zvednutí nosu. To je primární důvod pro vývoj konfigurace T-tailu na mnoha turbínově poháněných letadlech, které umisťují horizontální stabilizátor tak, jak je to praktické, od turbulence křídel.

4.11.9 Sweepback #

Většina obtíží transsonického letu je spojena s separací proudění vyvolanou rázovou vlnou. Jakékoli prostředky k oddálení nebo zmírnění separace vyvolané rázem proto zlepšují aerodynamický výkon. Jednou z metod je sweepback křídla. Teorie sweepback je založena na konceptu, že je to pouze složka proudění vzduchu kolmá k přední hraně křídla, která ovlivňuje rozložení tlaku a tvorbu rázových vln. [Obrázek 4-60]

Na letounu s rovným křídlem naráží proudění vzduchu na náběžnou hranu křídla při 90° a jeho plný náraz vytváří tlak a zdvih. Křídlo s rozmítáním je zasaženo stejným prouděním vzduchu pod úhlem menším než 90°. Toto proudění vzduchu na zameteném křídle má za následek přesvědčování křídla, aby uvěřilo, že letí pomaleji, než ve skutečnosti je; Vznik rázových vln je tak zpožděn. Mezi výhody rozmítání křídla patří zvýšení kritického Machova čísla, Machova čísla divergence a Machova čísla, při kterém odpor stoupá. Jinými slovy, sweep oddaluje nástup efektů stlačitelnosti.

Machovo číslo, které vytváří prudkou změnu koeficientu odporu, se nazývá Machovo číslo „Depergence síly“ a u většiny profilů obvykle převyšuje kritické Machovo číslo o 5 až 10 procent. Při této rychlosti může separace proudění vzduchu vyvolaná tvorbou rázové vlny vytvářet významné změny v koeficientech odporu odporu nebo náklonu. Kromě zpoždění nástupu efektů stlačitelnosti snižuje rozmítání velikost změn koeficientů odporu, vztlaku nebo momentu. Jinými slovy, použití sweepback „změkčuje“ divergenci síly.

Nevýhodou zametených křídel je, že mají tendenci se zastavovat na konci křídel spíše než u kořenů křídel. [Obrázek 4-61] Je to proto, že hraniční vrstva má tendenci proudit rozpětí směrem ke špičkám a oddělovat se v blízkosti předních hran. Vzhledem k tomu, že špičky zameteného křídla jsou na zadní části křídla (za CL), zablokování křídla způsobí, že se CL na křídle posune dopředu, což donutí nos se dále zvednout. Tendence k zastavení špičky je největší, když se kombinují rozmítání křídel a zúžení.

Situaci zastavení lze zhoršit konfigurací T-tailu, která poskytuje malé nebo žádné varování před zastavením ve formě bufetu s ocasní plochou. [Obrázek 4-62] Ocas T, který je nad brázdou křídla, zůstává účinný i poté, co se křídlo začalo zastavovat, což umožňuje pilotovi neúmyslně zahnat křídlo do hlubšího zastavení při mnohem větším AOA. Pokud se pak vodorovné ocasní plochy zahrabou do brázdy křídla, výtah může ztratit veškerou účinnost, což znemožňuje snížit polohu sklonu a prolomit pád. V režimech před zastavením a bezprostředním po zastavení mohou vlastnosti zdvihu/tahu letadla se smetým křídlem (konkrétně enormní nárůst odporu při nízkých rychlostech) způsobit stále sestupnější letovou dráhu beze změny polohy sklonu, což dále zvyšuje AOA. V této situaci, bez spolehlivých informací AOA, není poloha sklonu nosu se zvyšující se rychlostí vzduchu zárukou, že došlo k zotavení, a pohyb nahoru-výtahem může v této fázi pouze udržet letadlo zastavené.

Pro letadla T-Tail je charakteristické, že se při zastavení v extrémních polohách s extrémně vysokými nosy krutě zvedají, což ztěžuje nebo násilně zotavuje. Tlačítko brání tomuto typu zastavení. Přibližně jedním uzlem nad pádovou rychlostí se předem naprogramované síly tyče automaticky posouvají k tyči dopředu, čímž zabraňují vzniku pádu. Do systému může být také začleněna G-limiter, aby se zabránilo poklesu sklonu generovaného tlačným tlačným zařízením v uvalení nadměrného zatížení letadla. Na druhé straně „Shaker“ poskytuje varování před pádem, když je rychlost vzduchu o pět až sedm procent nad pádem.

4.11.10 Machovy hranice bufetu #

Machův bufet je funkcí rychlosti proudění vzduchu přes křídlo – ne nutně rychlosti letadla. Kdykoli je na křídle, ať už z příliš vysoké rychlosti vzduchu nebo z příliš vysoké AOA v blízkosti MMO, kladen příliš velký požadavek na zdvih, dochází k „vysokorychlostnímu“ bufetu. Existují také případy, kdy lze bufet zažít při mnohem nižších rychlostech, známých jako „nízkorychlostní machovský bufet“.

Letadlo, které letělo rychlostí příliš pomalu na svou váhu a nadmořskou výšku, která vyžaduje vysokou AOA, je nejpravděpodobnější situací, která způsobí bufet s nízkou rychlostí. Tato velmi vysoká AOA má za následek zvýšení rychlosti proudění vzduchu nad horním povrchem křídla, dokud se neobjeví stejné účinky rázových vln a bufetu jako ve vysokorychlostní situaci bufetu. AOA křídla má největší vliv na indukci Machova bufetu buď na vysokorychlostních nebo nízkorychlostních hranicích letadla. Podmínky, které zvyšují AOA, rychlost proudění vzduchu přes křídlo a šance na Machův bufet, jsou:

• Vysoké nadmořské výšky – čím výše letadlo létá, tím je vzduch tenčí a tím větší je AOA potřebná k výrobě vztlaku potřebného k udržení vodorovného letu.
• Těžké váhy – čím těžší je letadlo, tím větší zdvih vyžaduje křídlo a všechny ostatní věci jsou stejné, tím větší je AOA.
• G zatížení – Zvýšení zatížení G na letadle má stejný účinek jako zvýšení hmotnosti letadla. Ať už je nárůst G sil způsoben zatáčkami, použitím hrubé kontroly nebo turbulencemi, účinek zvýšení AOA křídla je stejný.

4.11.11 Vysokorychlostní řízení letu #

U vysokorychlostních letadel se řízení letu dělí na primární řízení letu a sekundární nebo pomocné řízení letu. Primární řízení letu manévruje s letadlem kolem osy sklonu, odvalování a stáčení. Patří mezi ně křidélka, výtah a kormidlo. Sekundární nebo pomocné ovládací prvky letu zahrnují jazýčky, klapky náběžné hrany, klapky na zadní hraně, spoilery a lamely.

Spoilery se používají na horním povrchu křídla ke zkažení nebo snížení zdvihu. Vysokorychlostní letadla, díky jejich čisté konstrukci s nízkým odporem, používají spoilery jako rychlostní brzdy, aby je zpomalily. Spoilery se prodlužují ihned po přistání, aby vysypaly výtah a přenesly tak váhu letadla z křídel na kola pro lepší brzdný výkon. [Obrázek 4-63]

Jet transportní letadla mají malá křidélka. Prostor pro křidélka je omezený, protože pro klapky je potřeba co nejvíce odtokové hrany křídla. Také konvenční křidélka velikosti by způsobila zkroucení křídla při vysoké rychlosti. Z tohoto důvodu se spoilery používají v souladu s křidélky, aby poskytovaly dodatečné ovládání náklonu.

Některé tryskové transportéry mají dvě sady křidélek, dvojici vnějších křidélek a pár vysokorychlostních vnitřních křidélek. Když jsou klapky po vzletu zcela zataženy, vnější křidélka se automaticky uzamknou v poloze.

Při použití pro ovládání náklonu se spoiler na straně zvedajícího se křidélka prodlužuje a snižuje zdvih na této straně, což způsobuje pokles křídla. Pokud jsou spoilery prodlouženy jako rychlostní brzdy, lze je stále použít pro ovládání náklonu. Pokud jsou diferenciálním typem, rozšiřují se dále na jedné straně a zatahují se na druhé straně. Pokud se jedná o nediferenciální typ, rozšiřují se dále na jedné straně, ale na druhé straně se nestahují. Při plném prodloužení jako rychlostní brzdy zůstávají nediferenciální spoilery prodloužené a nedoplňuje křidélka.

Pro dosažení hladkého zastavení a vyššího AOA bez separace proudění vzduchu by náběžná hrana křídla měla mít dobře zaoblený téměř tupý tvar, ke kterému může přilnout proudění vzduchu při vyšším AOA. S tímto tvarem začíná separace proudění vzduchu na odtokové hraně a postupuje vpřed postupně, jak se AOA zvyšuje.

Špičatá náběžná hrana nezbytná pro vysokorychlostní let má za následek náhlé zastavení a omezuje použití klapek odtokové hrany, protože proudění vzduchu nemůže sledovat ostrou křivku kolem náběžné hrany křídla. Proud vzduchu má tendenci se uvolnit spíše náhle z horního povrchu při mírném AOA. Aby bylo možné využít klapky zadní hrany a tím zvýšit CL-max, musí křídlo přejít na vyšší AOA bez separace proudění vzduchu. Proto se ke zlepšení charakteristik nízkých rychlostí během vzletu, stoupání a přistání používají štěrbiny, lamely a klapky na přední hraně. Přestože tato zařízení nejsou tak výkonná jako klapky zadní hrany, jsou účinná, když se používají v plném rozsahu v kombinaci s klapkami na zadní hraně s vysokým zdvihem. S pomocí těchto sofistikovaných vysokozdvižných zařízení je separace proudění vzduchu zpožděna a CL-MAX se značně zvyšuje. Ve skutečnosti není snížení pádové rychlosti o 50 uzlů neobvyklé.

Provozní požadavky velkého proudového transportního letadla vyžadují velké změny sklonu. Některé požadavky jsou:

• velký rozsah CG
• Velký rozsah rychlosti
• Schopnost provádět velké změny výbavy v důsledku vysokozdvižných zařízení s náběžnou hranou křídla a zadní hrany, aniž by omezovala zbývající množství výtahu
• Udržování trimovacího odporu na minimu

Tyto požadavky jsou splněny použitím horizontálního stabilizátoru s proměnlivým dopadem. Velké změny výbavy u letadla s pevným ocasem vyžadují velké průhyby výtahu. Při těchto velkých průhybech zůstává ve stejném směru jen malý další pohyb výtahu. Horizontální stabilizátor s variabilním dopadem je navržen tak, aby odstranil změny trimu. Stabilizátor je větší než výtah, a proto se nemusí pohybovat tak velkým úhlem. To ponechává výtah proudící ocasní rovinu s plným rozsahem pohybu nahoru a dolů. Variabilní dopad horizontálního stabilizátoru může

Nastaveno tak, aby zvládlo většinu požadavků na ovládání sklonu, přičemž zbytek zvládne výtah. U letadel vybavených horizontálním stabilizátorem s proměnným dopadem je výtah menší a méně účinný v izolaci než u letadla s pevným ocasem. Ve srovnání s jinými řízeními letu je horizontální stabilizátor s proměnlivým dopadem enormně silný ve svém účinku.

Vzhledem k velikosti a vysokým rychlostem proudových přepravních letadel mohou síly potřebné k pohybu ovládacích ploch přesahovat sílu pilota. V důsledku toho jsou ovládací plochy ovládány hydraulickými nebo elektrickými pohonnými jednotkami. Přesunutím ovládacích prvků v letové palubě signalizujete požadovaný úhel řízení a napájecí jednotka umístí skutečnou ovládací plochu. V případě úplného selhání napájecí jednotky lze pohyb řídicí plochy provést ručním ovládáním ovládacích jazýčků. Přesunutím ovládacího lístku naruší aerodynamické vyvážení, které způsobí pohyb ovládací plochy.