Flux subsonique versus supersonique

En aérodynamique subsonique, la théorie de la portance est basée sur les forces générées sur un corps et un gaz en mouvement (l'air) dans lequel il est immergé. À des vitesses d'environ 260 nœuds ou moins, l'air peut être considéré comme incompressible en ce sens qu'à une altitude fixe, sa densité reste presque constante tandis que sa pression varie. Dans cette hypothèse, l'air agit de la même manière que l'eau et est classé comme un fluide. La théorie aérodynamique subsonique suppose également que les effets de la viscosité (la propriété d'un fluide qui tend à empêcher le mouvement d'une partie du fluide par rapport à une autre) sont négligeables et classe l'air comme un fluide idéal conforme aux principes de l'aérodynamique du fluide idéal tels que comme continuité, principe de Bernoulli et circulation.

En réalité, l'air est compressible et visqueux. Alors que les effets de ces propriétés sont négligeables à basse vitesse, les effets de compressibilité en particulier deviennent de plus en plus importants à mesure que la vitesse augmente. La compressibilité (et dans une moindre mesure la viscosité) est d'une importance primordiale à des vitesses proches de la vitesse du son. Dans ces plages de vitesse, la compressibilité provoque une modification de la densité de l'air autour d'un aéronef.

Pendant le vol, une aile produit de la portance en accélérant le flux d'air sur la surface supérieure. Cet air accéléré peut atteindre et atteint des vitesses soniques même si l'avion lui-même peut voler en subsonique. À certains AOA extrêmes, dans certains aéronefs, la vitesse de l'air au-dessus de la surface supérieure de l'aile peut être le double de la vitesse de l'aéronef. Il est donc tout à fait possible d'avoir à la fois un flux d'air supersonique et subsonique sur un avion. Lorsque les vitesses d'écoulement atteignent des vitesses sonores à un certain endroit sur un avion (comme la zone de cambrure maximale sur l'aile), une accélération supplémentaire entraîne l'apparition d'effets de compressibilité, tels que la formation d'ondes de choc, l'augmentation de la traînée, le tremblement, la stabilité et le contrôle des difficultés. Les principes d'écoulement subsonique sont invalides à toutes les vitesses au-dessus de ce point.

Plages de vitesse

La vitesse du son varie avec la température. Dans des conditions de température standard de 15 °C, la vitesse du son au niveau de la mer est de 661 nœuds. À 40 000 pieds, où la température est de -55 °C, la vitesse du son diminue à 574 nœuds. En vol à grande vitesse et/ou en vol à haute altitude, la mesure de la vitesse est exprimée en termes de « nombre de Mach » - le rapport de la vitesse réelle de l'avion à la vitesse du son dans les mêmes conditions atmosphériques. Un avion voyageant à la vitesse du son voyage à Mach 1,0. Les régimes de vitesse des aéronefs sont définis approximativement comme suit :

Subsonic—Nombres de Mach inférieurs à 0,75 

Transonic—Nombres de Mach de 0,75 à 1,20 

Supersonique—Nombres de Mach de 1,20 à 5,00 

Hypersonique - nombres de Mach supérieurs à 5,00 

Alors que les vols dans les gammes transsonique et supersonique sont des événements courants pour les avions militaires, les avions à réaction civils fonctionnent normalement dans une plage de vitesse de croisière de Mach 0,7 à Mach 0,90.

La vitesse d'un aéronef dans laquelle le flux d'air au-dessus de n'importe quelle partie de l'aéronef ou de la structure considérée atteint d'abord (mais ne dépasse pas) Mach 1,0 est appelée «nombre de Mach critique» ou «Mach Crit». Ainsi, le nombre de Mach critique est la frontière entre le vol subsonique et transsonique et dépend largement de la conception de l'aile et du profil aérodynamique. Le nombre de Mach critique est un point important en vol transsonique. Lorsque des ondes de choc se forment sur l'avion, une séparation du flux d'air suivie d'un tremblement et des difficultés de contrôle de l'avion peuvent se produire. Les ondes de choc, le buffet et la séparation des flux d'air se produisent au-dessus du nombre de Mach critique. Un avion à réaction est généralement plus efficace lorsqu'il navigue à ou près de son nombre de Mach critique. À des vitesses supérieures de 5 à 10 % au nombre de Mach critique, les effets de compressibilité commencent. La traînée commence à augmenter fortement. Associés à la "drag rise" sont des buffets, des changements d'assiette et de stabilité et une diminution de l'efficacité des gouvernes. C'est le point de "divergence de traînée".

VMO/MMO est défini comme la vitesse limite de fonctionnement maximale. La VMO est exprimée en nœuds de vitesse calibrée (KCAS), tandis que la MMO est exprimée en nombre de Mach. La limite VMO est généralement associée à des opérations à basse altitude et traite des charges structurelles et du flottement. La limite MMO est associée à des opérations à des altitudes plus élevées et est généralement plus concernée par les effets de compressibilité et le flottement. À basse altitude, les charges structurelles et le flottement sont préoccupants; à des altitudes plus élevées, les effets de compressibilité et le flottement sont préoccupants.

Le respect de ces vitesses évite les problèmes structurels dus à la pression dynamique ou au flottement, la dégradation de la réponse des commandes de l'avion due aux effets de compressibilité (par exemple, Mach Tuck, l'inversion des ailerons ou le bourdonnement) et le flux d'air séparé dû aux ondes de choc entraînant une perte de portance ou de vibration et buffet. N'importe lequel de ces phénomènes pourrait empêcher le pilote de contrôler adéquatement l'avion.

Par exemple, un premier avion à réaction civil avait une limite VMO de 306 KCAS jusqu'à environ FL 310 (un jour standard). A cette altitude (FL 310), une MMO de 0,82 était approximativement égale à 306 KCAS. Au-dessus de cette altitude, un MMO de 0,82 équivalait toujours à un KCAS inférieur à 306 KCAS et devenait ainsi la limite de fonctionnement car vous ne pouviez pas atteindre la limite VMO sans d'abord atteindre la limite MMO. Par exemple, au FL 380, un MMO de 0,82 est égal à 261 KCAS.

Nombre de Mach par rapport à la vitesse

Il est important de comprendre comment la vitesse varie avec le nombre de Mach. À titre d'exemple, considérons comment la vitesse de décrochage d'un avion de transport à réaction varie avec une augmentation de l'altitude. L'augmentation de l'altitude entraîne une baisse correspondante de la densité de l'air et de la température extérieure. Supposons que ce transport à réaction soit en configuration propre (train et volets rentrés) et pèse 550 000 livres. L'avion pourrait décrocher à environ 152 KCAS au niveau de la mer. Cela équivaut (un jour standard) à une vitesse réelle de 152 KTAS et à un nombre de Mach de 0,23. Au FL 380, l'avion décrochera toujours à environ 152 KCAS, mais la vitesse réelle est d'environ 287 KTAS avec un nombre de Mach de 0,50.

Bien que la vitesse de décrochage soit restée la même pour nos besoins, le nombre de Mach et le TAS ont augmenté. Avec l'augmentation de l'altitude, la densité de l'air a diminué; cela nécessite une vitesse vraie plus rapide afin d'avoir la même pression détectée par le tube de Pitot pour le même KCAS, ou KIAS (pour nos besoins, KCAS et KIAS sont relativement proches l'un de l'autre). La pression dynamique subie par l'aile au FL 380 à 287 KTAS est la même qu'au niveau de la mer à 152 KTAS. Cependant, il vole à un nombre de Mach plus élevé.

Un autre facteur à considérer est la vitesse du son. Une diminution de la température d'un gaz entraîne une diminution de la vitesse du son. Ainsi, au fur et à mesure que l'avion monte en altitude avec la baisse de la température extérieure, la vitesse du son diminue. Au niveau de la mer, la vitesse du son est d'environ 661 KCAS, tandis qu'au FL 380, elle est de 574 KCAS. Ainsi, pour notre avion de transport à réaction, la vitesse de décrochage (en KTAS) est passée de 152 au niveau de la mer à 287 au FL 380. Simultanément, la vitesse du son (en KCAS) a diminué de 661 à 574 et le nombre de Mach a augmenté de 0,23 (152 KTAS divisé par 661 KTAS) à 0,50 (287 KTAS divisé par 574 KTAS). Pendant tout ce temps, le KCAS pour le décrochage est resté constant à 152. Cela décrit ce qui se passe lorsque l'avion est à un KCAS constant avec une altitude croissante, mais que se passe-t-il lorsque le pilote maintient Mach constant pendant la montée ? Dans les opérations de vol à réaction normales, la montée est à 250 KIAS (ou plus (par exemple, lourd)) jusqu'à 10 000 pieds, puis à une vitesse de montée en route spécifiée (environ 330 si un DC10) jusqu'à atteindre une altitude dans le " milieu des années vingt " où le pilote monte ensuite à un nombre de Mach constant jusqu'à l'altitude de croisière.

En supposant à des fins d'illustration que le pilote monte à un MMO de 0,82 du niveau de la mer jusqu'au FL 380. Le KCAS passe de 543 à 261. Le KIAS à chaque altitude suivrait le même comportement et ne différerait que de quelques nœuds. Rappelez-vous de la discussion précédente que la vitesse du son diminue avec la baisse de température à mesure que l'avion monte. Le nombre de Mach est simplement le rapport de la vitesse réelle à la vitesse du son dans les conditions de vol. L'importance de ceci est qu'à une montée constante du nombre de Mach, le KCAS (et KTAS ou KIAS également) diminue.

Si l'avion montait suffisamment haut à ce MMO constant avec une diminution de KIAS, KCAS et KTAS, il commencerait à s'approcher de sa vitesse de décrochage. À un moment donné, la vitesse de décrochage de l'avion en nombre de Mach pourrait être égale à la MMO de l'avion, et le pilote ne pourrait ni ralentir (sans décrocher) ni accélérer (sans dépasser la vitesse de fonctionnement maximale de l'avion). Cela a été surnommé le "coin du cercueil".

Couche limite

La nature visqueuse du flux d'air réduit les vitesses locales sur une surface et est responsable du frottement cutané. Comme discuté précédemment dans le chapitre, la couche d'air sur la surface de l'aile qui est ralentie ou arrêtée par la viscosité est la couche limite. Il existe deux types différents d'écoulement de couche limite : laminaire et turbulent.

Flux de couche limite laminaire

La couche limite laminaire est un écoulement très régulier, tandis que la couche limite turbulente contient des tourbillons ou des tourbillons. L'écoulement laminaire crée moins de frottement cutané que l'écoulement turbulent mais est moins stable. L'écoulement de la couche limite sur une surface d'aile commence par un écoulement laminaire lisse. Au fur et à mesure que l'écoulement continue à partir du bord d'attaque, la couche limite laminaire augmente en épaisseur. 

Flux de couche limite turbulent

A une certaine distance du bord d'attaque, le flux laminaire lisse se décompose et passe à un flux turbulent. Du point de vue de la traînée, il est conseillé d'avoir la transition de l'écoulement laminaire à l'écoulement turbulent aussi loin que possible vers l'arrière de l'aile ou d'avoir une grande partie de la surface de l'aile dans la partie laminaire de la couche limite. L'écoulement laminaire à faible énergie, cependant, a tendance à se décomposer plus soudainement que la couche turbulente.

Séparation de la couche limite

Un autre phénomène associé à l'écoulement visqueux est la séparation. La séparation se produit lorsque le flux d'air se détache d'un profil aérodynamique. La progression naturelle va de la couche limite laminaire à la couche limite turbulente, puis à la séparation des flux d'air. La séparation du flux d'air produit une traînée élevée et finit par détruire la portance. Le point de séparation de la couche limite avance sur l'aile à mesure que l'AOA augmente.

Les générateurs de vortex sont utilisés pour retarder ou empêcher la séparation de la couche limite induite par les ondes de choc rencontrée en vol transsonique. Ce sont de petits profils aérodynamiques à faible rapport d'aspect placés à un AOA de 12 ° à 15 ° par rapport au flux d'air. Habituellement espacés de quelques centimètres le long de l'aile devant les ailerons ou d'autres surfaces de contrôle, les générateurs de vortex créent un vortex qui mélange le flux d'air limite avec le flux d'air à haute énergie juste au-dessus de la surface. Cela produit des vitesses de surface plus élevées et augmente l'énergie de la couche limite. Ainsi, une onde de choc plus forte est nécessaire pour produire une séparation du flux d'air.

Ondes de choc

Lorsqu'un avion vole à des vitesses subsoniques, l'air devant lui est « averti » de l'arrivée de l'avion par un changement de pression transmis devant l'avion à la vitesse du son. En raison de cet avertissement, l'air commence à s'écarter avant l'arrivée de l'avion et est prêt à le laisser passer facilement. Lorsque la vitesse de l'avion atteint la vitesse du son, le changement de pression ne peut plus avertir l'air qui précède car l'avion suit ses propres ondes de pression. Au lieu de cela, les particules d'air s'accumulent devant l'avion, provoquant une forte diminution de la vitesse d'écoulement directement devant l'avion avec une augmentation correspondante de la pression et de la densité de l'air.

Lorsque la vitesse de l'avion augmente au-delà de la vitesse du son, la pression et la densité de l'air comprimé devant lui augmentent, la zone de compression s'étendant à une certaine distance devant l'avion. À un moment donné dans le flux d'air, les particules d'air ne sont absolument pas perturbées, n'ayant eu aucun avertissement préalable de l'approche de l'avion, et à l'instant suivant, les mêmes particules d'air sont forcées de subir des changements soudains et drastiques de température, de pression, de densité et de vitesse. . La limite entre l'air non perturbé et la région de l'air comprimé est appelée onde de choc ou de « compression ». Ce même type d'onde se forme chaque fois qu'un flux d'air supersonique est ralenti en subsonique sans changement de direction, comme lorsque le flux d'air est accéléré à une vitesse sonique sur la partie cambrée d'une aile, puis décéléré à une vitesse subsonique lorsque la zone de carrossage maximum est dépassée. Une onde de choc se forme à la frontière entre les gammes supersonique et subsonique.

Chaque fois qu'une onde de choc se forme perpendiculairement au flux d'air, on l'appelle une onde de choc "normale", et le flux immédiatement derrière l'onde est subsonique. Un flux d'air supersonique traversant une onde de choc normale subit ces changements :

• Le flux d'air est ralenti à subsonique. 

• Le flux d'air immédiatement derrière l'onde de choc ne change pas de direction. 

• La pression statique et la densité du courant d'air derrière la vague sont considérablement augmentées. 

• L'énergie du flux d'air (indiquée par la pression totale—dynamique plus statique) est considérablement réduite.  

La formation d'ondes de choc provoque une augmentation de la traînée. L'un des principaux effets d'une onde de choc est la formation d'une région de haute pression dense immédiatement derrière l'onde. L'instabilité de la région de haute pression, et le fait qu'une partie de l'énergie de vitesse du flux d'air est convertie en chaleur lorsqu'il traverse l'onde, est un facteur contribuant à l'augmentation de la traînée, mais la traînée résultant de la séparation du flux d'air est beaucoup plus grande . Si l'onde de choc est forte, la couche limite peut ne pas avoir une énergie cinétique suffisante pour résister à la séparation du flux d'air. La traînée subie dans la région transsonique en raison de la formation d'ondes de choc et de la séparation du flux d'air est connue sous le nom de « traînée d'onde ». Lorsque la vitesse dépasse le nombre de Mach critique d'environ 10 %, la traînée des vagues augmente fortement.

Des ondes de choc normales se forment sur la surface supérieure de l'aile et forment une zone supplémentaire d'écoulement supersonique et une onde de choc normale sur la surface inférieure. Lorsque la vitesse de vol se rapproche de la vitesse du son, les zones d'écoulement supersonique s'agrandissent et les ondes de choc se rapprochent du bord de fuite.

Associés à la "montée de la traînée", il y a le buffet (appelé buffet de Mach), les changements d'assiette et de stabilité et une diminution de l'efficacité de la force de commande. La perte de portance due à la séparation du flux d'air entraîne une perte de balayage vers le bas et un changement de la position de la pression centrale sur l'aile. La séparation du flux d'air produit un sillage turbulent derrière l'aile, ce qui provoque un tremblement (vibration) des surfaces de la queue. Le contrôle de tangage à cabrer et à piquer fourni par l'empennage horizontal dépend du balayage vers le bas derrière l'aile. Ainsi, une augmentation du balayage vers le bas diminue l'efficacité du contrôle du pas de la queue horizontale car elle augmente efficacement l'angle d'attaque que la surface de la queue voit. Le mouvement du CP de l'aile affecte le moment de tangage de l'aile. Si le PC se déplace vers l'arrière, un moment de plongée appelé "Mach tuck" ou "tuck under" est produit, et s'il avance, un moment à cabrer est produit. C'est la principale raison du développement de la configuration de queue en T sur de nombreux avions à turbine, qui place le stabilisateur horizontal aussi loin que possible de la turbulence des ailes.

Ramener

La plupart des difficultés du vol transsonique sont associées à la séparation du flux induite par les ondes de choc. Par conséquent, tout moyen de retarder ou d'atténuer la séparation induite par le choc améliore les performances aérodynamiques. Une méthode est le balayage des ailes. La théorie du balayage est basée sur le concept selon lequel seule la composante du flux d'air perpendiculaire au bord d'attaque de l'aile affecte la répartition de la pression et la formation des ondes de choc.

Sur un avion à voilure droite, le flux d'air frappe le bord d'attaque de l'aile à 90°, et son plein impact produit de la pression et de la portance. Une aile avec balayage est frappée par le même flux d'air à un angle inférieur à 90°. Ce flux d'air sur l'aile balayée a pour effet de persuader l'aile de croire qu'elle vole plus lentement qu'elle ne le fait réellement; ainsi la formation des ondes de choc est retardée. Les avantages du balayage des ailes comprennent une augmentation du nombre de Mach critique, du nombre de Mach de divergence de force et du nombre de Mach auquel l'augmentation de la traînée atteint son maximum. En d'autres termes, le balayage retarde l'apparition des effets de compressibilité.

Le nombre de Mach qui produit un changement brusque du coefficient de traînée est appelé le nombre de Mach de « divergence de force » et, pour la plupart des profils aérodynamiques, dépasse généralement le nombre de Mach critique de 5 à 10 %. À cette vitesse, la séparation des flux d'air induite par la formation d'ondes de choc peut créer des variations importantes des coefficients de traînée, de portance ou de moment de tangage. En plus du retard de l'apparition des effets de compressibilité, le balayage réduit l'ampleur des changements de coefficients de traînée, de portance ou de moment. En d'autres termes, l'utilisation du balayage « adoucit » la divergence de force. 

Un inconvénient des ailes balayées est qu'elles ont tendance à décrocher au bout des ailes plutôt qu'aux racines des ailes. En effet, la couche limite a tendance à s'écouler dans le sens de l'envergure vers les pointes et à se séparer près des bords d'attaque. Parce que les extrémités d'une aile balayée sont sur la partie arrière de l'aile (derrière le CL), un décrochage du bout d'aile fait avancer le CL sur l'aile, forçant le nez à se lever davantage. La tendance au décrochage de la pointe est la plus grande lorsque le balayage et la conicité de l'aile sont combinés.

La situation de décrochage peut être aggravée par une configuration d'empennage en T, qui offre peu ou pas d'avertissement de pré-décrochage sous la forme d'un tremblement de la surface de contrôle de l'empennage. La queue en T, étant au-dessus du sillage de l'aile, reste efficace même après que l'aile a commencé à décrocher, permettant au pilote de conduire par inadvertance l'aile dans un décrochage plus profond à un AOA beaucoup plus grand. Si les empennages horizontaux s'enfouissent alors dans le sillage de l'aile, la gouverne de profondeur peut perdre toute efficacité, rendant impossible la réduction de l'assiette longitudinale et la rupture du décrochage. Dans les régimes de pré-décrochage et de post-décrochage immédiat, les qualités de portance/traînée d'un avion à voilure en flèche (en particulier l'énorme augmentation de la traînée à basse vitesse) peuvent provoquer une trajectoire de vol de plus en plus descendante sans changement d'assiette longitudinale, augmentant encore la AOA. Dans cette situation, sans informations AOA fiables,

C'est une caractéristique des avions à empennage en T de se cabrer vicieusement lorsqu'ils sont calés dans des attitudes de cabré extrêmes, ce qui rend la récupération difficile ou violente. Le pousseur de manche inhibe ce type de décrochage. À environ un nœud au-dessus de la vitesse de décrochage, les forces préprogrammées du manche déplacent automatiquement le manche vers l'avant, empêchant le décrochage de se développer. Un limiteur de G peut également être intégré au système pour empêcher le piqué généré par le pousseur de manche d'imposer des charges excessives à l'avion. Un "vibreur de manche", d'autre part, fournit un avertissement de décrochage lorsque la vitesse est de cinq à sept pour cent supérieure à la vitesse de décrochage.

Limites de Mach Buffet

Le buffet de Mach est fonction de la vitesse du flux d'air au-dessus de l'aile, pas nécessairement de la vitesse de l'avion. Chaque fois qu'une trop grande demande de portance est faite sur l'aile, que ce soit à partir d'une vitesse trop élevée ou d'un AOA trop élevé près du MMO, le buffet "à grande vitesse" se produit. Il y a aussi des occasions où le buffet peut être expérimenté à des vitesses beaucoup plus faibles connues sous le nom de «buffet de Mach à basse vitesse».

Un avion volant à une vitesse trop lente pour son poids et son altitude nécessitant un AOA élevé est la situation la plus susceptible de provoquer un buffet de Mach à basse vitesse. Cet AOA très élevé a pour effet d'augmenter la vitesse du flux d'air sur la surface supérieure de l'aile jusqu'à ce que les mêmes effets des ondes de choc et du buffet se produisent que dans la situation de buffet à grande vitesse. L'angle d'attaque de l'aile a le plus grand effet sur l'induction du buffet de Mach aux limites à grande vitesse ou à basse vitesse de l'avion. Les conditions qui augmentent l'angle d'attaque, la vitesse du flux d'air au-dessus de l'aile et les risques de buffet de Mach sont : 

• Hautes altitudes — plus un avion vole haut, plus l'air est mince et plus l'angle d'attaque requis pour produire la portance nécessaire pour maintenir le vol en palier est important. 

• Poids lourds — plus l'avion est lourd, plus la portance requise de l'aile est grande, et tous les autres facteurs étant égaux, plus l'angle d'attaque est grand. 

• Charge G— une augmentation de la charge G sur l'avion a le même effet qu'une augmentation de la masse de l'avion. Que l'augmentation des forces G soit causée par des virages, une utilisation brutale des commandes ou des turbulences, l'effet de l'augmentation de l'angle d'attaque de l'aile est le même.  

Commandes de vol à grande vitesse

Sur les avions à grande vitesse, les commandes de vol sont divisées en commandes de vol primaires et en commandes de vol secondaires ou auxiliaires. Les commandes de vol principales manœuvrent l'avion autour des axes de tangage, de roulis et de lacet. Ils comprennent les ailerons, la gouverne de profondeur et la gouverne de direction. Les commandes de vol secondaires ou auxiliaires comprennent les volets, les volets de bord d'attaque, les volets de bord de fuite, les spoilers et les becs.

Des spoilers sont utilisés sur la surface supérieure de l'aile pour gâcher ou réduire la portance. Les avions à grande vitesse, en raison de leur conception propre à faible traînée, utilisent des spoilers comme aérofreins pour les ralentir. Les spoilers sont étendus immédiatement après le toucher des roues pour décharger la portance et ainsi transférer le poids de l'avion des ailes sur les roues pour de meilleures performances de freinage.

Les avions de transport à réaction ont de petits ailerons. L'espace pour les ailerons est limité car la plus grande partie possible du bord de fuite de l'aile est nécessaire pour les volets. De plus, un aileron de taille conventionnelle provoquerait une torsion de l'aile à grande vitesse. Pour cette raison, les spoilers sont utilisés à l'unisson avec les ailerons pour fournir un contrôle de roulis supplémentaire.

Certains transports à réaction ont deux ensembles d'ailerons, une paire d'ailerons extérieurs à basse vitesse et une paire d'ailerons intérieurs à grande vitesse. Lorsque les volets sont complètement rentrés après le décollage, les ailerons extérieurs sont automatiquement verrouillés en position carénée. 

Lorsqu'il est utilisé pour le contrôle du roulis, le spoiler sur le côté de l'aileron montant s'étend et réduit la portance de ce côté, provoquant la chute de l'aile. Si les spoilers sont prolongés en tant que freins de vitesse, ils peuvent toujours être utilisés pour le contrôle du roulis. S'ils sont de type différentiel, ils s'étendent davantage d'un côté et se rétractent de l'autre côté. S'ils sont de type non différentiel, ils s'étendent davantage d'un côté mais ne se rétractent pas de l'autre côté. Lorsqu'ils sont complètement étendus en tant que freins de vitesse, les spoilers non différentiels restent étendus et ne complètent pas les ailerons.

Pour obtenir un décrochage en douceur et un AOA plus élevé sans séparation du flux d'air, le bord d'attaque de l'aile doit avoir une forme bien arrondie presque émoussée à laquelle le flux d'air peut adhérer à l'AOA le plus élevé. Avec cette forme, la séparation du flux d'air commence au bord de fuite et progresse progressivement vers l'avant à mesure que l'AOA augmente. 

Le bord d'attaque pointu nécessaire au vol à grande vitesse entraîne un décrochage brusque et limite l'utilisation des volets de bord de fuite car le flux d'air ne peut pas suivre la courbe prononcée autour du bord d'attaque de l'aile. Le flux d'air a tendance à se détacher assez soudainement de la surface supérieure à un AOA modéré. Pour utiliser les volets de bord de fuite, et ainsi augmenter le CL-MAX, l'aile doit passer à un AOA plus élevé sans séparation des flux d'air. Par conséquent, les fentes de bord d'attaque, les becs et les volets sont utilisés pour améliorer les caractéristiques à basse vitesse pendant le décollage, la montée et l'atterrissage. Bien que ces dispositifs ne soient pas aussi puissants que les volets de bord de fuite, ils sont efficaces lorsqu'ils sont utilisés sur toute la portée en combinaison avec des volets de bord de fuite à haute portance. Grâce à ces dispositifs sophistiqués à haute portance, la séparation du flux d'air est retardée et le CL-MAX est considérablement augmenté. En réalité, 

Les exigences opérationnelles d'un gros avion de transport à réaction nécessitent d'importants changements de compensation de pas. Certaines exigences sont : 

• Une large plage de CG

• Une large plage de vitesse 

• La possibilité d'effectuer d'importants changements d'assiette grâce aux dispositifs hypersustentateurs des bords d'attaque et de fuite des ailes sans limiter la quantité de profondeur restante

• Maintenir la traînée d'assiette au minimum

Ces exigences sont satisfaites par l'utilisation d'un stabilisateur horizontal à incidence variable. Les grands changements de compensation sur un avion à empennage fixe nécessitent de grandes déviations de profondeur. À ces grandes déviations, peu de mouvement supplémentaire de l'ascenseur reste dans la même direction. Un stabilisateur horizontal à incidence variable est conçu pour absorber les changements d'assiette. Le stabilisateur est plus grand que la gouverne de profondeur et n'a donc pas besoin d'être déplacé d'un angle aussi grand. Cela laisse l'ascenseur rationaliser l'empennage avec une gamme complète de mouvements de haut en bas. Le stabilisateur horizontal à incidence variable peut être réglé pour gérer l'essentiel de la demande de contrôle de pas, la profondeur gérant le reste. Sur les aéronefs équipés d'un stabilisateur horizontal à incidence variable, la gouverne de profondeur est plus petite et moins efficace isolément que sur un aéronef à empennage fixe.  

En raison de la taille et des vitesses élevées des avions de transport à réaction, les forces nécessaires pour déplacer les gouvernes peuvent dépasser la force du pilote. Par conséquent, les gouvernes sont actionnées par des centrales hydrauliques ou électriques. Le déplacement des commandes dans le poste de pilotage signale l'angle de commande requis et le bloc d'alimentation positionne la gouverne réelle. En cas de panne complète de l'unité de puissance, le mouvement de la surface de contrôle peut être affecté en contrôlant manuellement les onglets de contrôle. Le déplacement de la manette perturbe l'équilibre aérodynamique, ce qui entraîne le déplacement de la surface de contrôle.