4.11.1 Fluxo subsônico versus supersônico #

Na aerodinâmica subsônica, a teoria do levantamento é baseada nas forças geradas em um corpo e em um gás em movimento (ar) em que está imerso. A velocidades de aproximadamente 260 nós, o ar pode ser considerado incompressível, pois, em uma altitude fixa, sua densidade permanece quase constante enquanto sua pressão varia. Sob essa suposição, o ar age da mesma forma que a água e é classificado como fluido. A teoria aerodinâmica subsônica também assume que os efeitos da viscosidade (a propriedade de um fluido que tende a prevenir o movimento de uma parte do fluido em relação a outra) são insignificantes e classificam o ar como um fluido ideal, em conformidade com os princípios da aerodinâmica do fluido ideal, como Como continuidade, o princípio de Bernoulli e a circulação.

Na realidade, o ar é compressível e viscoso. Embora os efeitos dessas propriedades sejam insignificantes em baixas velocidades, os efeitos da compressibilidade em particular se tornam cada vez mais importantes à medida que a velocidade aumenta. A compressibilidade (e em menor grau viscosidade) é de suma importância em velocidades que se aproximam da velocidade do som. Nessas faixas de velocidade, a compressibilidade causa uma mudança na densidade do ar ao redor de uma aeronave.

Durante o vôo, uma asa produz sustentação, acelerando o fluxo de ar sobre a superfície superior. Esse ar acelerado pode atingir velocidades sonoras, mesmo que a própria aeronave esteja voando subsônica. Em alguns AOAs extremos, em algumas aeronaves, a velocidade do ar sobre a superfície superior da asa pode ser o dobro da velocidade da aeronave. Portanto, é perfeitamente possível ter fluxo de ar supersônico e subsônico em uma aeronave ao mesmo tempo. Quando as velocidades de fluxo atingem velocidades sonoras em algum local em uma aeronave (como a área de curvatura máxima na asa), a aceleração adicional resulta no início dos efeitos de compressão, como formação de ondas de choque, aumento de arrasto, bufing, estabilidade e dificuldades de controle. Os princípios do fluxo subsônico são inválidos em todas as velocidades acima desse ponto. [Figura 4-56]

4.11.2 Faixas de velocidade #

A velocidade do som varia com a temperatura. Sob condições de temperatura padrão de 15 °C, a velocidade do som ao nível do mar é de 661 nós. A 40.000 pés, onde a temperatura é de -55 °C, a velocidade do som diminui para 574 nós. Em voos de alta velocidade e/ou vôos em alta altitude, a medição da velocidade é expressa em termos de um “número de Mach” – a relação entre a velocidade real da aeronave e a velocidade do som nas mesmas condições atmosféricas. Uma aeronave que viaja na velocidade do som está viajando em Mach 1.0. Os regimes de velocidade das aeronaves são definidos aproximadamente da seguinte forma: subsônicos – números de Mach abaixo de 0,75; Transonic—Mach números de 0,75 a 1,20; Supersônico—Mach números de 1,20 a 5,00; Hipersônico—Mach números acima de 5,00.

Enquanto os voos nas faixas transônicas e supersônicas são ocorrências comuns para aeronaves militares, as aeronaves civis a jato normalmente operam em uma faixa de velocidade de cruzeiro de Mach 0,7 a 0,90.

A velocidade de uma aeronave em que o fluxo de ar sobre qualquer parte da aeronave ou estrutura em consideração atinge primeiro (mas não excede) Mach 1.0 é denominada “número crítico de Mach” ou “Mach Crit”. Assim, o número crítico de Mach é a fronteira entre o vôo subsônico e o transônico e é amplamente dependente do design da asa e do aerofólio. O número crítico de Mach é um ponto importante no vôo Transônico. Quando as ondas de choque se formam na aeronave, podem ocorrer a separação do fluxo de ar seguida de dificuldades de controle do buffet e da aeronave. Ondas de choque, buffet e separação do fluxo de ar ocorrem acima do número crítico de Mach. Um avião a jato normalmente é mais eficiente ao cruzar o número ou próximo de seu número crítico de Mach. Em velocidades de 5 a 10% acima do número crítico de Mach, os efeitos de compressibilidade começam. O arrasto começa a subir bruscamente. Associadas ao “arrastamento” estão as mudanças de buffet, guarnição e estabilidade e uma diminuição na eficácia da superfície de controle. Este é o objetivo de “Drag Divergence”. [Figura 4-57]

VMO/MMO é definido como a velocidade máxima do limite operacional. O VMO é expresso em velocidade do ar calibrada por nós (KCAs), enquanto o MMO é expresso no número Mach. O limite de VMO geralmente é associado a operações em altitudes mais baixas e lida com cargas estruturais e flutter. O limite de MMO está associado a operações em altitudes mais altas e geralmente está mais preocupado com efeitos de compressibilidade e agitação. Em altitudes mais baixas, as cargas estruturais e o flutter são preocupantes; Em altitudes mais altas, os efeitos da compressibilidade e o flutter são preocupantes.

A aderência a essas velocidades evita problemas estruturais devido à pressão dinâmica ou flutter, degradação na resposta do controle da aeronave devido a efeitos de compressibilidade (por exemplo, Mach Tuck, Aileron Reversal ou Buzz) e fluxo de ar separado devido a ondas de choque, resultando em perda de sustentação ou vibração e buffet. Qualquer um desses fenômenos poderia impedir que o piloto pudesse controlar adequadamente a aeronave.

Por exemplo, um avião a jato civil tinha um limite VMO de 306 KCAs até aproximadamente FL 310 (em um dia padrão). A essa altitude (FL 310), um MMO de 0,82 era aproximadamente igual a 306 KCAs. Acima dessa altitude, um MMO de 0,82 sempre foi igual a KCAs inferiores a 306 KCAs e, portanto, tornou-se o limite operacional, pois você não poderia atingir o limite do VMO sem antes atingir o limite do MMO. Por exemplo, em FL 380, um MMO de 0,82 é igual a 261 KCAs.

4.11.3 Número de Mach versus velocidade no ar #

É importante entender como a velocidade do ar varia com o número de Mach. Por exemplo, considere como a velocidade de estol de uma aeronave de transporte a jato varia com o aumento da altitude. O aumento da altitude resulta em uma queda correspondente na densidade do ar e na temperatura externa. Suponha que este transporte a jato esteja na configuração limpa (engrenagem e abas) e pesa 550.000 libras. A aeronave pode parar em aproximadamente 152 KCAs ao nível do mar. Isso é igual a (em um dia padrão) uma velocidade verdadeira de 152 kTAs e um número Mach de 0,23. Na FL 380, a aeronave ainda irá parar em aproximadamente 152 KCAs, mas a velocidade real é de cerca de 287 KTAs com um número Mach de 0,50.

Embora a velocidade de travamento tenha permanecido a mesma para nossos propósitos, tanto o número de Mach quanto o TAS aumentaram. Com o aumento da altitude, a densidade do ar diminuiu; Isso requer uma velocidade real mais rápida para ter a mesma pressão detectada pelo tubo Pitot para os mesmos KCAs ou KIAs (para nossos propósitos, KCAs e KIAs são relativamente próximos um do outro). A pressão dinâmica que a asa experimenta no FL 380 em 287 kTAs é a mesma do nível do mar em 152 kTAs. No entanto, ele está voando em um número de Mach mais alto.

Outro fator a ser considerado é a velocidade do som. Uma diminuição da temperatura em um gás resulta em uma diminuição na velocidade do som. Assim, à medida que a aeronave sobe em altitude com a queda da temperatura externa, a velocidade do som está caindo. Ao nível do mar, a velocidade do som é de aproximadamente 661 KCAs, enquanto na FL 380 é de 574 KCAs. Assim, para nossas aeronaves de transporte a jato, a velocidade de estol (em KTAs) passou de 152 no nível do mar para 287 na FL 380. Simultaneamente, a velocidade do som (em KCAS) caiu de 661 para 574 e o número Mach aumentou De 0,23 (152 kta divididos por 661 ktas) a 0,50 (287 kTas divididos por 574 ktas). Durante todo o tempo, os KCAs para stall permaneceram constantes em 152. Isso descreve o que acontece quando a aeronave está em um KCAs constante com o aumento da altitude, mas o que acontece quando o piloto mantém Mach constante durante a subida? Em operações normais de voo a jato, a subida é de 250 KIAS (ou superior (por exemplo, pesado)) a 10.000 pés e, em seguida, em um determinado caminho, a velocidade de subida do ar (como cerca de 330 se um DC10) até atingir uma altitude no “Mid-vinte” onde o piloto sobe em um número constante de Mach para cruzar a altitude.

Assumindo para fins ilustrativos que o piloto sobe a um MMO de 0,82 do nível do mar para o FL 380. KCAS vai de 543 a 261. Os KIAs em cada altitude seguiriam o mesmo comportamento e apenas diferem por alguns nós. Lembre-se da discussão anterior de que a velocidade do som está diminuindo com a queda de temperatura à medida que a aeronave sobe. O número Mach é simplesmente a razão entre a velocidade do ar real e a velocidade do som nas condições de voo. O significado disso é que em uma subida de número de Mach constante, os KCAs (e KTAs ou Kias também) estão caindo. Se a aeronave subisse bastante alto neste MMO constante com KIAs, KCAs e KTAs decrescentes, ela começaria a se aproximar de sua velocidade de estol. Em algum momento, a velocidade de estol da aeronave em número de Mach poderia ser igual ao MMO da aeronave, e o piloto não poderia desacelerar (sem parar) nem acelerar (sem exceder a velocidade máxima de operação da aeronave). Isso foi apelidado de “Coffin Corner”.

4.11.4 Camada limite #

A natureza viscosa do fluxo de ar reduz as velocidades locais em uma superfície e é responsável pelo atrito da pele. Conforme discutido anteriormente no capítulo, a camada de ar sobre a superfície da asa que é retardada ou interrompida pela viscosidade é a camada limite. Existem dois tipos diferentes de fluxo da camada limite: laminar e turbulento.

4.11.5 Fluxo laminar da camada limite #

A camada limite laminar é um fluxo muito suave, enquanto a turbulenta camada limite contém redemoinhos ou “turbilhões”. O fluxo laminar cria menos atrito da pele do que o fluxo turbulento, mas é menos estável. O fluxo da camada limite sobre uma superfície da asa começa como um fluxo laminar suave. À medida que o fluxo continua da borda de ataque, a camada limite laminar aumenta em espessura.

4.11.6 Fluxo turbulento da camada limite #

A alguma distância da borda de ataque, o fluxo laminar suave se decompõe e faz a transição para um fluxo turbulento. Do ponto de vista do arrasto, é aconselhável ter a transição do laminar para o fluxo turbulento o mais à frente na asa possível, ou ter uma grande quantidade da superfície da asa dentro da porção laminar da camada limite. O fluxo laminar de baixa energia, no entanto, tende a se decompor mais repentinamente do que a camada turbulenta.

4.11.7 Separação da camada limite #

Outro fenômeno associado ao fluxo viscoso é a separação. A separação ocorre quando o fluxo de ar se rompe com um aerofólio. A progressão natural é da camada limite laminar para a camada limite turbulenta e depois para a separação do fluxo de ar. A separação do fluxo de ar produz um arrasto alto e, em última análise, destrói a sustentação. O ponto de separação da camada limite se move para frente na asa à medida que o AOA é aumentado. [Figura 4-58]

Os geradores de vórtice são usados para retardar ou prevenir a separação da camada limite induzida por ondas de choque encontrada em vôos transônicos. Eles são pequenos aerofólios de baixa proporção de aspecto colocados em um AOA de 12° a 15° em relação ao fluxo de ar. Normalmente espaçados alguns centímetros ao longo da asa à frente dos ailerons ou outras superfícies de controle, os geradores de vórtice criam um vórtice que mistura o fluxo de ar com o fluxo de ar de alta energia logo acima da superfície. Isso produz velocidades superficiais mais altas e aumenta a energia da camada limite. Assim, uma onda de choque mais forte é necessária para produzir a separação do fluxo de ar.

4.11.8 Ondas de choque #

Quando um avião voa em velocidades subsônicas, o ar à frente é “avisado” de que o avião vem por uma mudança de pressão transmitida à frente do avião na velocidade do som. Por causa desse aviso, o ar começa a se mover antes que o avião chegue e esteja preparado para deixá-lo passar facilmente. Quando a velocidade do avião atinge a velocidade do som, a mudança de pressão não pode mais avisar o ar à frente porque o avião está acompanhando suas próprias ondas de pressão. Em vez disso, as partículas de ar se acumulam na frente do avião, causando uma diminuição acentuada na velocidade do fluxo diretamente na frente do avião com um aumento correspondente na pressão e densidade do ar.

À medida que a velocidade do avião aumenta além da velocidade do som, a pressão e a densidade do ar comprimido à frente aumentam, a área de compressão se estendendo a alguma distância do avião. Em algum ponto da corrente de ar, as partículas de ar não são perturbadas, sem aviso prévio da abordagem do avião e, no instante seguinte, as mesmas partículas de ar são forçadas a sofrer mudanças repentinas e drásticas na temperatura, pressão, densidade e velocidade. A fronteira entre o ar não perturbado e a região de ar comprimido é chamado de onda de choque ou “compressão”. Esse mesmo tipo de onda é formado sempre que uma corrente de ar supersônica é retardada para subsônica sem uma mudança de direção, como quando o fluxo de ar é acelerado para a velocidade sonora sobre a parte curvada de uma asa e depois desacelera para a velocidade subsônica à medida que a área de curvatura máxima é passada. Uma onda de choque se forma como um limite entre as faixas supersônicas e subsônicas.

Sempre que uma onda de choque se forma perpendicular ao fluxo de ar, é denominada onda de choque “normal”, e o fluxo imediatamente atrás da onda é subsônico. Uma corrente de ar supersônica passando por uma onda de choque normal experimenta essas mudanças:

• O fluxo de ar é retardado para subsônico.
• O fluxo de ar imediatamente atrás da onda de choque não muda de direção.
• A pressão estática e a densidade do fluxo de ar atrás da onda são bastante aumentadas.
• A energia do fluxo de ar (indicada pela pressão total—dinâmica mais estática) é bastante reduzida.

A formação de ondas de choque causa um aumento no arrasto. Um dos principais efeitos de uma onda de choque é a formação de uma densa região de alta pressão imediatamente atrás da onda. A instabilidade da região de alta pressão e o fato de que parte da energia de velocidade da corrente de ar é convertida em calor à medida que flui através da onda é um fator que contribui para o aumento do arrasto, mas o arrasto resultante da separação do fluxo de ar é muito maior. Se a onda de choque for forte, a camada limite pode não ter energia cinética suficiente para resistir à separação do fluxo de ar. O arrasto incorrido na região transônica devido à formação de ondas de choque e à separação do fluxo de ar é conhecido como “arrasto de onda”. Quando a velocidade excede o número crítico de Mach em cerca de 10%, o arrasto de onda aumenta acentuadamente. Um aumento considerável no empuxo (potência) é necessário para aumentar a velocidade de vôo além deste ponto para a faixa supersônica, onde, dependendo da forma do aerofólio e do ângulo de ataque, a camada limite pode se conectar novamente.

Ondas normais de choque se formam na superfície superior da asa e formam uma área adicional de fluxo supersônico e uma onda de choque normal na superfície inferior. À medida que a velocidade de vôo se aproxima da velocidade do som, as áreas de fluxo supersônico aumentam e as ondas de choque se aproximam da borda traseira. [Figura 4-59]

Associados a “arrastamentos” estão buffet (conhecido como Buffet Mach), mudanças de estabilidade e estabilidade e uma diminuição no controle

Eficácia da Força. A perda de sustentação devido à separação do fluxo de ar resulta em uma perda de downwash e uma mudança na posição da pressão central na asa. A separação do fluxo de ar produz uma esteira turbulenta atrás da asa, o que faz com que as superfícies da cauda sejam buffet (vibrar). O controle do passo para cima e para baixo fornecido pela cauda horizontal depende do downwash atrás da asa. Assim, um aumento no downwash diminui a eficácia do controle de passo da cauda horizontal, pois aumenta efetivamente o ângulo de ataque que a superfície da cauda está vendo. O movimento da asa CP afeta o momento de arremesso da asa. Se o CP se mover para trás, um momento de mergulho conhecido como “Mach Tuck” ou “Tuck Under” é produzido e, se ele avançar, um momento de nariz para cima é produzido. Esta é a principal razão para o desenvolvimento da configuração da cauda em T em muitas aeronaves movidas a turbinas, o que coloca o estabilizador horizontal tanto quanto a turbulência das asas.

4.11.9 Sweepback #

A maioria das dificuldades do vôo transônico está associada à separação de fluxo induzida por ondas de choque. Portanto, qualquer meio de retardar ou aliviar a separação induzida pelo choque melhora o desempenho aerodinâmico. Um método é o sweepback da asa. A teoria do sweepback é baseada no conceito de que é apenas o componente do fluxo de ar perpendicular à borda principal da asa que afeta a distribuição de pressão e a formação de ondas de choque. [Figura 4-60]

Em uma aeronave de asa reta, o fluxo de ar atinge a borda de ataque da asa em 90°, e seu impacto total produz pressão e sustentação. Uma asa com varredura é atingida pelo mesmo fluxo de ar em um ângulo menor que 90°. Este fluxo de ar na asa varrida tem o efeito de persuadir a asa a acreditar que está voando mais devagar do que realmente está; Assim, a formação de ondas de choque é retardada. As vantagens da varredura de asas incluem um aumento no número crítico de Mach, número de força de força de divergência e o número de Mach em que o arrasto aumenta. Em outras palavras, a varredura atrasa o início dos efeitos de compressibilidade.

O número Mach, que produz uma mudança acentuada no coeficiente de arrasto, é denominado número Mach “Força divergência” e, para a maioria dos aerofólios, geralmente excede o número crítico de Mach em 5 a 10 por cento. Nessa velocidade, a separação do fluxo de ar induzida pela formação de ondas de choque pode criar variações significativas nos coeficientes de arrasto, sustentação ou momento de inclinação. Além do atraso no início dos efeitos de compressibilidade, o sweepback reduz a magnitude nas mudanças de coeficientes de arrasto, elevação ou momento. Em outras palavras, o uso de sweepback “suave” a divergência de força.

Uma desvantagem das asas varridas é que elas tendem a parar nas pontas das asas e não nas raízes das asas. [Figura 4-61] Isso ocorre porque a camada limite tende a fluir no sentido da extensão em direção às pontas e a se separar perto das bordas principais. Como as pontas de uma asa varrida estão na parte posterior da asa (atrás do CL), uma trava da ponta da asa faz com que o CL se mova na asa, forçando o nariz a subir ainda mais. A tendência para o stall da ponta é maior quando a varredura da asa e a conicidade são combinadas.

A situação de estol pode ser agravada por uma configuração de cauda em T, que oferece pouca ou nenhuma advertência de pré-stall na forma de buffet de superfície de controle da cauda. [Figura 4-62] A cauda em T, estando acima da esteira da asa, permanece eficaz mesmo depois que a asa começa a parar, permitindo que o piloto inadvertidamente leve a asa em uma parada mais profunda em um AOA muito maior. Se as superfícies horizontais da cauda forem enterradas na esteira da asa, o elevador pode perder toda a eficácia, tornando impossível reduzir a atitude do passo e quebrar a parada. Nos regimes de pré-stall e pós-stall imediatos, as qualidades de levantamento/arrasto de uma aeronave de asa varrida (especificamente o enorme aumento no arrasto em baixas velocidades) podem causar uma rota de vôo cada vez mais descendente, sem nenhuma mudança na atitude do passo, aumentando ainda mais o AOA. Nessa situação, sem informações confiáveis de AOA, uma atitude de inclinação com o nariz para baixo com uma velocidade crescente não é garantia de que a recuperação foi efetuada, e o movimento do elevador para cima nesta fase pode apenas manter a aeronave parada.

É uma característica das aeronaves de cauda T lançar violentamente quando está paralisada em atitudes extremas de nariz, tornando a recuperação difícil ou violenta. O empurrador de bastão inibe esse tipo de parada. A aproximadamente um nó acima da velocidade de estol, as forças pré-programadas movem automaticamente o bastão para frente, impedindo o desenvolvimento do estol. Um G-limitador também pode ser incorporado ao sistema para evitar que o pitch down gerado pelo empurrador de bastão imponha cargas excessivas à aeronave. Por outro lado, um “agitador de bastão”, por outro lado, fornece um aviso de parada quando a velocidade do ar está de cinco a sete por cento acima da velocidade de estol.

4.11.10 Mach Buffet Limites #

Mach Buffet é uma função da velocidade do fluxo de ar sobre a asa – não necessariamente a velocidade da aeronave. Sempre que uma demanda de elevação muito grande é feita na asa, seja por uma velocidade muito rápida ou por um AOA próximo ao MMO, ocorre o buffet de “alta velocidade”. Também há ocasiões em que o buffet pode ser experimentado em velocidades muito mais baixas, conhecidas como “buffet mach de baixa velocidade”.

Uma aeronave voada a uma velocidade muito lenta para seu peso e altitude, exigindo uma alta AOA, é a situação mais provável para causar um buffet de mach de baixa velocidade. Este AOA muito alto tem o efeito de aumentar a velocidade do fluxo de ar sobre a superfície superior da asa até que os mesmos efeitos das ondas de choque e buffet ocorram na situação do buffet de alta velocidade. O AOA da asa tem o maior efeito na indução do Buffet Mach nos limites de alta ou baixa velocidade da aeronave. As condições que aumentam o AOA, a velocidade do fluxo de ar sobre a asa e as chances de Buffet Mach são:

• Altas altitudes – quanto mais alto uma aeronave voa, mais fino o ar e maior o AOA necessário para produzir o levantamento necessário para manter o vôo nivelado.
• Pesos pesados – quanto mais pesada a aeronave, maior a sustentação exigida da asa e todas as outras coisas iguais, maior o AOA.
• G Carregamento—Um aumento no carregamento G na aeronave tem o mesmo efeito que aumentar o peso da aeronave. Se o aumento das forças G é causado por turnos, uso de controle áspero ou turbulência, o efeito de aumentar o AOA da asa é o mesmo.

4.11.11 Controles de Voo de Alta Velocidade #

Em aeronaves de alta velocidade, os controles de vôo são divididos em controles de vôo primários e controles de vôo secundários ou auxiliares. Os controles primários de vôo manobram a aeronave em torno do pitch, do rolo e dos eixos de guinada. Eles incluem os ailerons, o elevador e o leme. Os controles de vôo secundários ou auxiliares incluem guias, abas da borda de ataque, abas, spoilers e ripas.

Spoilers são usados na superfície superior da asa para estragar ou reduzir a sustentação. Aeronaves de alta velocidade, devido ao seu design de baixo arrasto, usam spoilers como freios de velocidade para retardá-los. Os spoilers são estendidos imediatamente após o pouso para descarregar o levantamento e, assim, transferir o peso da aeronave das asas para as rodas para um melhor desempenho de frenagem. [Figura 4-63]

As aeronaves de transporte a jato têm pequenos ailerons. O espaço para ailerons é limitado porque o máximo possível da borda de fuga da asa é necessário para os retalhos. Além disso, um aileron de tamanho convencional causaria uma torção de asa em alta velocidade. Por esse motivo, os spoilers são usados em uníssono com ailerons para fornecer controle adicional.

Alguns transportes a jato têm dois conjuntos de ailerons, um par de ailerons externos de baixa velocidade e um par de ailerons internos de alta velocidade. Quando as abas são totalmente retraídas após a decolagem, os ailerons externos são automaticamente bloqueados na posição de carenagem.

Quando usado para controle de rolagem, o spoiler na lateral do aileron em andamento se estende e reduz a sustentação desse lado, fazendo com que a asa caia. Se os spoilers forem estendidos como freios de velocidade, eles ainda podem ser usados para controle de rolagem. Se forem do tipo diferencial, estendem-se mais de um lado e se retraem do outro lado. Se forem do tipo não diferencial, eles se estendem mais de um lado, mas não se retraem do outro lado. Quando totalmente estendidos como freios de velocidade, os spoilers não diferenciais permanecem estendidos e não complementam os ailerons.

Para obter um estol suave e um AOA mais alto sem separação do fluxo de ar, a borda de ataque da asa deve ter uma forma bem arredondada quase contundente que o fluxo de ar pode aderir no AOA mais alto. Com essa forma, a separação do fluxo de ar começa na borda traseira e progride gradualmente à medida que o AOA é aumentado.

A borda de ataque pontiaguda necessária para o vôo de alta velocidade resulta em uma parada abrupta e restringe o uso de retalhos de borda posterior porque o fluxo de ar não pode seguir a curva acentuada ao redor da borda de ataque da asa. O fluxo de ar tende a se soltar repentinamente da superfície superior em um AOA moderado. Para utilizar os retalhos da borda traseira e, assim, aumentar o CL-MAX, a asa deve ir para um AOA mais alto sem separação do fluxo de ar. Portanto, slots, slats e abas de ponta são usados para melhorar as características de baixa velocidade durante a decolagem, subida e pouso. Embora esses dispositivos não sejam tão poderosos quanto os retalhos de borda de fuga, eles são eficazes quando usados em uma extensão total em combinação com os retalhos de borda superior de alta sustentação. Com o auxílio desses sofisticados dispositivos de alta elevação, a separação do fluxo de ar é atrasada e o CL-MAX é aumentado consideravelmente. Na verdade, uma redução de 50 nós na velocidade de estol não é incomum.

Os requisitos operacionais de uma grande aeronave de transporte a jato exigem grandes mudanças de guarnição. Alguns requisitos são:

• uma grande faixa de CG
• uma grande faixa de velocidade
• A capacidade de realizar grandes mudanças de guarnição devido aos dispositivos de alta elevação da asa e borda traseira sem limitar a quantidade de elevador restante
• Mantendo o arrasto de corte ao mínimo

Esses requisitos são atendidos pelo uso de um estabilizador horizontal de incidência variável. Grandes mudanças de acabamento em uma aeronave de cauda fixa exigem grandes deflexões de elevador. Nessas grandes deflexões, pouco mais movimento do elevador permanece na mesma direção. Um estabilizador horizontal de incidência variável é projetado para eliminar as mudanças de guarnição. O estabilizador é maior que o elevador e, consequentemente, não precisa ser movido por um ângulo tão grande. Isso deixa o elevador aerodinâmico, com uma gama completa de movimentos para cima e para baixo. O estabilizador horizontal de incidência variável pode

ser definido para lidar com a maior parte da demanda de controle de passo, com o elevador lidando com o restante. Em aeronaves equipadas com um estabilizador horizontal de incidência variável, o elevador é menor e menos eficaz isoladamente do que em uma aeronave de cauda fixa. Em comparação com outros controles de vôo, o estabilizador horizontal de incidência variável é extremamente poderoso em seu efeito.

Devido ao tamanho e às altas velocidades das aeronaves de transporte a jato, as forças necessárias para mover as superfícies de controle podem estar além da força do piloto. Consequentemente, as superfícies de controle são acionadas por unidades de energia hidráulica ou elétrica. Mover os controles na plataforma de vôo sinaliza o ângulo de controle necessário e a unidade de potência posiciona a superfície de controle real. Em caso de falha completa da unidade de potência, o movimento da superfície de controle pode ser efetuado controlando manualmente as guias de controle. Mover a guia de controle perturba o equilíbrio aerodinâmico, o que faz com que a superfície de controle se mova.