Aerodinâmico: Voo de alta velocidade
Fluxo subsônico versus supersônico
Na aerodinâmica subsônica, a teoria da sustentação é baseada nas forças geradas em um corpo e um gás em movimento (ar) no qual está imerso. A velocidades de aproximadamente 260 nós ou menos, o ar pode ser considerado incompressível porque, a 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 um fluido. A teoria aerodinâmica subsônica também assume que os efeitos da viscosidade (a propriedade de um fluido que tende a impedir o movimento de uma parte do fluido em relação a outra) são desprezíveis e classifica o ar como um fluido ideal de acordo com os princípios da aerodinâmica de fluido ideal, como como continuidade, princípio de Bernoulli e circulação.
Na realidade, o ar é compressível e viscoso. Embora os efeitos dessas propriedades sejam insignificantes em baixas velocidades, os efeitos de compressibilidade em particular tornam-se cada vez mais importantes à medida que a velocidade aumenta. A compressibilidade (e, em menor grau, a 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. Este ar acelerado pode, e atinge, velocidades sônicas, mesmo que a própria aeronave possa estar voando subsônico. 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 inteiramente possível ter fluxo de ar supersônico e subsônico em uma aeronave ao mesmo tempo. Quando as velocidades de fluxo atingem velocidades sônicas em algum local em uma aeronave (como a área de curvatura máxima na asa), a aceleração adicional resulta no início de efeitos de compressibilidade, como formação de ondas de choque, aumento de arrasto, impacto, estabilidade e controle dificuldades. Os princípios de fluxo subsônico são inválidos em todas as velocidades acima deste ponto.
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 voo de alta velocidade e/ou voo de alta altitude, a medição da velocidade é expressa em termos de um “número de Mach” – a razão entre a velocidade real da aeronave e a velocidade do som nas mesmas condições atmosféricas. Uma aeronave viajando na velocidade do som está viajando a Mach 1,0. Os regimes de velocidade das aeronaves são definidos aproximadamente da seguinte forma:
Subsônico—Números de Mach abaixo de 0,75
Transônico—Números Mach de 0,75 a 1,20
Supersônico—Números de Mach de 1,20 a 5,00
Hipersônico—Números de Mach acima de 5,00
Enquanto voos nas faixas transônicas e supersônicas são ocorrências comuns para aeronaves militares, aeronaves a jato civis normalmente operam em uma faixa de velocidade de cruzeiro de Mach 0,7 a Mach 0,90.
A velocidade de uma aeronave na qual o fluxo de ar sobre qualquer parte da aeronave ou estrutura em consideração atinge primeiro (mas não excede) Mach 1.0 é denominada “número de Mach crítico” ou “Mach Crit”. Assim, o número de Mach crítico é o limite entre o vôo subsônico e transônico e é amplamente dependente do projeto da asa e do aerofólio. O número de Mach crítico é um ponto importante no vôo transônico. Quando ondas de choque se formam na aeronave, pode ocorrer a separação do fluxo de ar seguida de dificuldades de controle da aeronave e buffet. Ondas de choque, buffet e separação do fluxo de ar ocorrem acima do número crítico de Mach. Uma aeronave a jato normalmente é mais eficiente ao cruzar em ou perto de seu número crítico de Mach. Em velocidades de 5 a 10 por cento acima do número crítico de Mach, os efeitos de compressibilidade começam. O arrasto começa a aumentar acentuadamente. Associados ao “drag rise” estão o buffet, ajuste e mudanças de estabilidade e uma diminuição na eficácia da superfície de controle. Este é o ponto de “divergência de arrasto”.
VMO/MMO é definido como a velocidade máxima limite de operação. O VMO é expresso em nós calibrados de velocidade no ar (KCAS), enquanto o MMO é expresso em número de Mach. O limite de VMO geralmente está associado a operações em altitudes mais baixas e trata de cargas estruturais e flutter. O limite MMO está associado a operações em altitudes mais elevadas e geralmente está mais preocupado com os efeitos de compressibilidade e vibração. Em altitudes mais baixas, cargas estruturais e vibração são preocupantes; em altitudes mais altas, os efeitos de compressibilidade e vibração são preocupantes.
A adesão a essas velocidades evita problemas estruturais devido à pressão dinâmica ou vibração, degradação na resposta de controle da aeronave devido a efeitos de compressibilidade (por exemplo, Mach Tuck, reversão de aileron ou zumbido) e fluxo de ar separado devido a ondas de choque resultando em perda de sustentação ou vibração e bufê. Qualquer um desses fenômenos pode impedir o piloto de controlar adequadamente a aeronave.
Por exemplo, um avião a jato civil inicial tinha um limite de VMO de 306 KCAS até aproximadamente FL 310 (em um dia padrão). Nesta altitude (FL 310), um MMO de 0,82 era aproximadamente igual a 306 KCAS. Acima dessa altitude, um MMO de 0,82 sempre igualava um KCAS menor que 306 KCAS e, assim, passou a ser o limite de operação, pois não se poderia atingir o limite de VMO sem antes atingir o limite de MMO. Por exemplo, no FL 380, um MMO de 0,82 é igual a 261 KCAS.
Número Mach versus velocidade do ar
É importante entender como a velocidade do ar varia com o número Mach. Como 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 para cima) e pese 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 real de 152 KTAS e um número de Mach de 0,23. No FL 380, a aeronave ainda irá estolar em aproximadamente 152 KCAS, mas a velocidade real é de cerca de 287 KTAS com um número de Mach de 0,50.
Embora a velocidade de estol tenha permanecido a mesma para nossos propósitos, tanto o número 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 o mesmo 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 a 287 KTAS é a mesma que ao nível do mar a 152 KTAS. No entanto, está voando em um número Mach mais alto.
Outro fator a considerar é a velocidade do som. Uma diminuição na temperatura de um gás resulta em uma diminuição na velocidade do som. Assim, à medida que a aeronave sobe em altitude com queda da temperatura externa, a velocidade do som diminui. Ao nível do mar, a velocidade do som é de aproximadamente 661 KCAS, enquanto no FL 380 é de 574 KCAS. Assim, para nossa aeronave de transporte a jato, a velocidade de estol (em KTAS) passou de 152 no nível do mar para 287 no FL 380. Simultaneamente, a velocidade do som (em KCAS) diminuiu de 661 para 574 e o número de Mach aumentou de 0,23 (152 KTAS dividido por 661 KTAS) a 0,50 (287 KTAS dividido por 574 KTAS). O tempo todo, o KCAS para estol permaneceu constante 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 uma velocidade aerodinâmica de subida em rota especificada (cerca de 330 se um DC10) até atingir uma altitude nos “vinte e poucos” onde o piloto então sobe em um número de Mach constante para a altitude de cruzeiro.
Assumindo para fins de ilustração que o piloto suba a um MMO de 0,82 do nível do mar até o FL 380. O KCAS vai de 543 a 261. O KIAS em cada altitude seguiria o mesmo comportamento e diferiria apenas por alguns nós. Lembre-se da discussão anterior de que a velocidade do som está diminuindo com a queda na temperatura à medida que a aeronave sobe. O número de Mach é simplesmente a razão entre a velocidade do ar real e a velocidade do som em condições de voo. O significado disso é que em uma subida constante do número de Mach, o KCAS (e KTAS ou KIAS também) está caindo.
Se a aeronave subisse alto o suficiente nesse 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 pode ser igual ao MMO da aeronave, e o piloto não pode desacelerar (sem estolar) nem acelerar (sem exceder a velocidade máxima de operação da aeronave). Isso foi apelidado de “canto do caixão”.
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 neste capítulo, a camada de ar sobre a superfície da asa que é desacelerada ou interrompida pela viscosidade é a camada limite. Existem dois tipos diferentes de fluxo na camada limite: laminar e turbulento.
Fluxo da camada limite laminar
A camada limite laminar é um fluxo muito suave, enquanto a camada limite turbulenta contém redemoinhos ou turbilhões. O fluxo laminar cria menos arrasto de atrito da pele do que o fluxo turbulento, mas é menos estável. O fluxo da camada limite sobre a superfície da asa começa como um fluxo laminar suave. À medida que o fluxo continua de volta da borda de ataque, a camada limite laminar aumenta em espessura.
Fluxo Turbulento da Camada Limite
A alguma distância da borda de ataque, o fluxo laminar suave se rompe e transita para um fluxo turbulento. Do ponto de vista do arrasto, é aconselhável ter a transição do fluxo laminar para turbulento o mais para trás possível da asa 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 quebrar mais repentinamente do que a camada turbulenta.
Separação da Camada Limite
Outro fenômeno associado ao escoamento viscoso é a separação. A separação ocorre quando o fluxo de ar se separa de 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 alto arrasto e, por fim, destrói a sustentação. O ponto de separação da camada limite avança na asa à medida que o AOA é aumentado.
Os geradores de vórtice são usados para retardar ou evitar a separação da camada limite induzida por ondas de choque encontradas em vôo transônico. São pequenos aerofólios de baixa proporção colocados em um AOA de 12° a 15° em relação à corrente de ar. Normalmente espaçados alguns centímetros de distância ao longo da asa à frente dos ailerons ou outras superfícies de controle, os geradores de vórtices criam um vórtice que mistura o fluxo de ar de limite com o fluxo de ar de alta energia logo acima da superfície. Isso produz velocidades de superfície 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.
Ondas de choque
Quando um avião voa em velocidades subsônicas, o ar à frente é “avisado” da chegada do avião por uma mudança de pressão transmitida à frente do avião na velocidade do som. Por causa desse aviso, o ar começa a se afastar antes que o avião chegue e está 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 sua frente aumentam, a área de compressão estendendo-se por alguma distância à frente do avião. Em algum ponto da corrente de ar, as partículas de ar estão completamente imperturbadas, não tendo nenhum aviso prévio da aproximação do avião, e no instante seguinte as mesmas partículas de ar são forçadas a sofrer mudanças repentinas e drásticas de temperatura, pressão, densidade e velocidade. . A fronteira entre o ar não perturbado e a região do ar comprimido é chamada de onda de choque ou “compressão”. Este mesmo tipo de onda é formado sempre que uma corrente de ar supersônica é desacelerada para subsônica sem uma mudança de direção, como quando a corrente de ar é acelerada até a velocidade sônica sobre a parte curvada de uma asa, e então desacelerado para velocidade subsônica à medida que a área de curvatura máxima é ultrapassada. 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, ela é chamada de 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 desacelerado para subsônico.
• O fluxo de ar imediatamente atrás da onda de choque não muda de direção.
• A pressão estática e a densidade da corrente de ar atrás da onda aumentam bastante.
• A energia da corrente 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 região densa de alta pressão imediatamente atrás da onda. A instabilidade da região de alta pressão e o fato de que parte da energia da 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 suportar a separação do fluxo de ar. O arrasto incorrido na região transônica devido à formação de ondas de choque e 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 da onda aumenta acentuadamente.
Ondas de choque normais 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 voo se aproxima da velocidade do som, as áreas de fluxo supersônico aumentam e as ondas de choque se aproximam do bordo de fuga.
Associados ao “drag rise” estão as mudanças de buffet (conhecido como Mach buffet), trim e estabilidade e uma diminuição na eficácia da força de controle. 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 um rastro turbulento atrás da asa, que faz com que as superfícies da cauda sofram (vibrem). O controle de inclinação do nariz 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 inclinação da cauda horizontal, uma vez que efetivamente aumenta o AOA que a superfície da cauda está vendo. O movimento do CP da asa afeta o momento de arfagem da asa. Se o CP se mover para trás, é produzido um momento de mergulho denominado “Mach tuck” ou “tuck under” e, se 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 turbina, que coloca o estabilizador horizontal o mais longe possível da turbulência das asas.
Recuam
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 por choque melhora o desempenho aerodinâmico. Um método é o sweepback da asa. A teoria da varredura é baseada no conceito de que é apenas o componente do fluxo de ar perpendicular ao bordo de ataque da asa que afeta a distribuição de pressão e a formação de ondas de choque.
Em uma aeronave de asa reta, o fluxo de ar atinge a borda de ataque da asa a 90°, e seu impacto total produz pressão e sustentação. Uma asa com sweepback é atingida pelo mesmo fluxo de ar em um ângulo menor que 90°. Esse 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 da asa incluem um aumento no número de Mach crítico, número de Mach de divergência de força e o número de Mach no qual o arrasto aumenta. Em outras palavras, a varredura atrasa o início dos efeitos de compressibilidade.
O número de Mach que produz uma mudança acentuada no coeficiente de arrasto é denominado número de Mach de “divergência de força” e, para a maioria dos aerofólios, geralmente excede o número de Mach crítico em 5 a 10%. A essa 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 do início dos efeitos de compressibilidade, o sweepback reduz a magnitude das mudanças nos coeficientes de arrasto, sustentação ou momento. Em outras palavras, o uso de sweepback “suaviza” 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. Isso ocorre porque a camada limite tende a fluir em direção às pontas e a se separar perto das bordas de ataque. Como as pontas de uma asa varrida estão na parte traseira da asa (atrás do CL), um estol na ponta da asa faz com que o CL se mova para frente na asa, forçando o nariz a subir ainda mais. A tendência para o estol 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 pouco ou nenhum aviso de pré-estol na forma de bufê de superfície de controle de cauda. A cauda em T, estando acima da esteira da asa, permanece eficaz mesmo após a asa começar a estolar, permitindo que o piloto inadvertidamente conduza a asa em um estol mais profundo em um AOA muito maior. Se as superfícies horizontais da cauda ficarem enterradas na esteira da asa, o profundor pode perder toda a eficácia, tornando impossível reduzir a atitude de inclinação e quebrar o estol. Nos regimes de pré-stall e pós-stall imediato, as qualidades de sustentação/arrasto de uma aeronave de asa enflechada (especificamente o enorme aumento no arrasto em baixas velocidades) podem causar uma trajetória de voo cada vez mais descendente sem mudança na atitude de inclinação, aumentando ainda mais a AOA. Nesta situação, sem informações confiáveis do AOA,
É uma característica das aeronaves de cauda em T subir violentamente quando estoladas em atitudes extremas de nariz alto, tornando a recuperação difícil ou violenta. O empurrador de vara inibe esse tipo de estol. A aproximadamente um nó acima da velocidade de estol, as forças pré-programadas do manche movem automaticamente o manche para frente, evitando que o estol se desenvolva. Um G-limiter também pode ser incorporado ao sistema para evitar que o pitch down gerado pelo stick pusher imponha cargas excessivas na aeronave. Um “stick shaker”, por outro lado, fornece um aviso de estol quando a velocidade do ar está cinco a sete por cento acima da velocidade de estol.
Limites do Mach Buffet
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 sustentação muito grande é feita na asa, seja de uma velocidade muito rápida ou de um AOA muito alto perto do MMO, ocorre o buffet de “alta velocidade”. Há também ocasiões em que o buffet pode ser experimentado em velocidades muito mais baixas, conhecidas como “buffet Mach de baixa velocidade”.
Uma aeronave voando a uma velocidade muito lenta para seu peso e altitude, necessitando de um alto AOA, é a situação mais provável para causar um bufê 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 do buffet ocorram como na situação de buffet de alta velocidade. O AOA da asa tem o maior efeito na indução do bufê de 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 Mach buffet são:
• Altas altitudes — quanto mais alto uma aeronave voa, mais rarefeito é o ar e maior o AOA necessário para produzir a sustentação necessária para manter o voo nivelado.
• Pesos pesados – quanto mais pesada a aeronave, maior a sustentação exigida da asa, e todos os outros fatores sendo iguais, maior o AOA.
• Carga G— um aumento na carga G na aeronave tem o mesmo efeito que aumentar o peso da aeronave. Se o aumento nas forças G é causado por curvas, uso de controle áspero ou turbulência, o efeito de aumentar o AOA da asa é o mesmo.
Controles de vôo de alta velocidade
Em aeronaves de alta velocidade, os controles de voo são divididos em controles de voo primários e controles de voo secundários ou auxiliares. Os controles de vôo primários manobram a aeronave sobre os eixos de inclinação, rotação e guinada. Eles incluem os ailerons, elevador e leme. Os controles de vôo secundários ou auxiliares incluem abas, flaps de bordo de ataque, flaps de bordo de fuga, spoilers e slats.
Spoilers são usados na superfície superior da asa para estragar ou reduzir a sustentação. Aeronaves de alta velocidade, devido ao seu design limpo de baixo arrasto, usam spoilers como freios de velocidade para desacelerá-los. Os spoilers são estendidos imediatamente após o pouso para despejar a sustentação e, assim, transferir o peso da aeronave das asas para as rodas para melhor desempenho de frenagem.
Aeronaves de transporte a jato têm pequenos ailerons. O espaço para ailerons é limitado porque o máximo possível do bordo de fuga da asa é necessário para os flaps. Além disso, um aileron de tamanho convencional causaria torção da asa em alta velocidade. Por essa razão, os spoilers são usados em conjunto com os ailerons para fornecer controle de rolagem 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 os flaps estão totalmente retraídos após a decolagem, os ailerons externos são automaticamente travados na posição de carenagem.
Quando usado para controle de rolagem, o spoiler do lado do aileron ascendente 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 poderão ser usados para controle de rolagem. Se forem do tipo diferencial, eles se estendem mais de um lado e retraem do outro lado. Se forem do tipo não diferencial, estendem-se mais de um lado, mas não 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, o bordo de ataque da asa deve ter uma forma bem arredondada quase romba que o fluxo de ar possa aderir no AOA mais alto. Com esta forma, a separação do fluxo de ar começa no bordo de fuga e avança gradualmente à medida que o AOA aumenta.
O bordo de ataque pontiagudo necessário para o vôo de alta velocidade resulta em um estol abrupto e restringe o uso de flaps de bordo de fuga porque o fluxo de ar não pode seguir a curva acentuada ao redor do bordo de ataque da asa. O fluxo de ar tende a se soltar repentinamente da superfície superior em um AOA moderado. Para utilizar flaps de borda de fuga e, assim, aumentar o CL-MAX, a asa deve ir para um AOA mais alto sem separação do fluxo de ar. Portanto, os slots, slats e flaps da borda de ataque são usados para melhorar as características de baixa velocidade durante a decolagem, subida e pouso. Embora esses dispositivos não sejam tão poderosos quanto os flaps de borda de fuga, eles são eficazes quando usados em toda a extensão em combinação com flaps de borda de fuga de alta sustentação. Com a ajuda desses sofisticados dispositivos de alta sustentação, a separação do fluxo de ar é retardada e o CL-MAX é aumentado consideravelmente. Na verdade,
Os requisitos operacionais de uma grande aeronave de transporte a jato exigem grandes mudanças de ajuste de inclinação. Alguns requisitos são:
• Uma grande faixa de CG
• Uma grande faixa de velocidade
• A capacidade de realizar grandes mudanças de compensação devido aos dispositivos de alta sustentação da borda de ataque e de fuga da asa sem limitar a quantidade de profundor restante
• Mantendo o arrasto de compensação ao mínimo
Esses requisitos são atendidos pelo uso de um estabilizador horizontal de incidência variável. Grandes mudanças de trim em uma aeronave de cauda fixa requerem grandes deflexões de profundor. Nessas grandes deflexões, pouco movimento do elevador permanece na mesma direção. Um estabilizador horizontal de incidência variável é projetado para eliminar as mudanças de trim. O estabilizador é maior que o profundor e, consequentemente, não precisa ser movido em um ângulo tão grande. Isso deixa o profundor agilizando o plano da cauda com uma amplitude completa de movimento para cima e para baixo. O estabilizador horizontal de incidência variável pode ser ajustado para lidar com a maior parte da demanda de controle de inclinação, com o profundor cuidando do resto. Em aeronaves equipadas com estabilizador horizontal de incidência variável, o profundor é menor e menos eficaz isoladamente do que em aeronaves de cauda fixa.
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 cabine de comando 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 afetado pelo controle manual das guias de controle. Mover a guia de controle perturba o equilíbrio aerodinâmico, o que faz com que a superfície de controle se mova.