Resumo teoria de vôo de baixa e alta velocidade versao 1.0

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Resumo teoria de vôo de baixa velocidade.
Para que um corpo se mantenha em movimento, com velocidade constante e em linha reta é necessário que as forças que atuam sobre elas se anulem.
Movimento relativo é um movimento aparente, e decorrente de outro movimento real. Terá sempre mesma direção e sentido contrario e mesma intensidade.
O peso de um fluido é sempre invariável.
A pressão dinâmica depende da densidade do fluido e velocidade do deslocamento
Densidade: quantidade de matéria de um corpo existente em uma unidade de volume.
Propriedades físicas do ar; pressão dos fluidos; pressão atmosférica.
Quanto maior a altitude, menor a pressão.
O ar atmosférico é uma mistura de vários gases.
Quais são esses: 
O2 : 21%; N: 78%; outros gases: 1% 1/5 de O2; 4/5 de N.
Misturados ao ar atmosférico, poeira e vapor d’ água .
Massa de ar atmosférico: 0,1249 Kg/m. quando esta massa ocupa um volume de 1m³ teremos a densidade absoluta ou padrão de ar atmosférico.
Fatores que contribuem para um aumento ou redução da densidade do ar atmosférico P, T e umidade.
Pressão aumenta, comprime o ar atmosférico. Por este motivo o ar passa a ocupar um volume menor. Pressão diminui, o ar expande-se ocupando um volume maior. Pressão dobra o ar atm. Passa a ocupar metade do vol. que ocupava.
Massa de ar ocupa metade do vol. sua densidade dobra.
Escalas termométricas:
C= F-32 K=C+ 273
 1,8
 Variação da densidade em função da variação do tempo.
Ar atmosférico dilata-se ou contrai-se com o aumento ou redução da temperatura, passando a ocupar maior ou menor volume do que anteriormente.
Temp. dobra, em valores absolutos, o ar dilata-se e passa a ocupar o dobro do volume, densidade reduziu-se a metade.
Variação da densidade com a T e a P.
P dobrando, a densidade também dobrará. 
Com esta densidade, dobrando-se a temp. sabemos que ela será reduzida a metade. 
Definição de umidade relativa e umidade.
Umidade relativa: a relação entre a quantidade de vapor da água existente e a quantidade máxima que o ar poderia suportar.
Umidade: denominada pela quantidade de vapor da água.
Forças agindo sobre as asas.
Vento relativo: tal vento não existe, é provocado pelo deslocamento do objeto através do ar. 
Ar parado e objeto em movimento.
Este vento que será chamado de vento relativo terá sempre mesma direção e sentido contrario, sua velocidade será sempre a velocidade do deslocamento.
Escoamento: deslocamento do ar.
 2 tipos: uniforme e turbilhonado. 
Resistência ao avanço
Força que se opõe ao deslocamento.
Equação da continuidade
Tubo de escoamento. Este tubo poderá ser real ou imaginário.
Real: podemos ver e tocar.
Imaginário: é aquele que é formado pelo próprio fluido, como por exemplo, no caso de uma corrente marítima ou um vento encanado. 
1º caso: água em repouso serve de parede para a água em movimento.
Teorema de Bernuille: prova que quando a velocidade do fluido aumenta, há redução de pressão contra as paredes do tubo de escoamento.
Tubo de Venturi: usado para reduzir a pressão interna de instrumentos que trabalham em baixa pressão.
Aerofólio: produz reações úteis. Reações que servem ao vôo de uma aeronave: como sustentação e forças que permitem o avião mudar de direção.
Duas laminas convexas formam um tudo de Venturi. Na parte mais estreita o ar possui maior velocidade, fazendo, portanto menor pressão contra as paredes. 
Resultante aerodinâmica: é uma diferença de pressão que tende a empurrar a asa pra cima e para traz, auxiliada, ainda, pela reação do ar, sobre a parte inferior.
Linha de curvatura media da asa: é uma linha traçada que eqüidiste do extradorso (superior) do intradorso (inferior). Quanto mais curva for a linha, maior a sustentação da asa.
Corda: linha reta que une bordo de ataque ao bordo de fuga. 
Eixo longitudinal: linha que vai do nariz do avião até a cauda do avião.
Para construção as linhas não são paralelas ao eixo longitudinal, e sim formam um ângulo. Este ângulo é chamado de ângulo de incidência.
Ângulo de incidência: é ângulo formado entre a corda e o eixo longitudinal.
Ângulo de ataque: ângulo formado entre a corda de um aerofólio e a direção do vento relativo.
Resultante aerodinâmica da asa: é a resultante de todas as resultantes de forças aplicadas sobre as asas. Seu ponto de aplicação fica na corda de um aerofólio, chamado aerofólio médio aerodinâmico da asa. E este ponto chama-se Centro de Pressão (C.P.) da asa. O nome será corda media aerodinâmica da asa.
Resultante aerodinâmica decomposta em duas forças de direções definidas, isto é, uma perpendicular e outra paralela, ao vento relativo. As estas forças damos nome de sustentação e arrasto.
Sustentação: e a composta da resultante aerodinâmica perpendicular a o vento relativo. É a competente do RA perpendicular ao vento relativo. No vôo horizontal ela é vertical e de sentido oposto ao peso do avião.
Arrasto: e a componente da resultante aerodinâmica paralela ao vento relativo. 
NOTA: componente paralela ao vento relativo foi chamada arrasto e não de resistência ao avanço (RA).
Arrasto induzido: turbilhonamento nas pontas das asas.
Peso: é uma força que depende da aceleração da gravidade no local.
Tração: esta é produzida pela hélice.
Vôo horizontal: as quatro forças que atuam sobre o avião, possuem no vôo horizontal direções iguais duas a duas, porem, sentidos opostos.
Coeficiente Maximo de sustentação: é o coeficiente de sustentação do ângulo critico ou de stol. É o maior coeficiente de sustentação de uma asa, e utilizado normalmente para vôos em velocidade de estol. 
Quando a densidade do ar diminui, por exemplo, o arrasto diminuirá, tornando-se menor que a tração, fazendo com que o avião acelere, aumenta o arrasto, fazendo com que a tração torne-se igual novamente.
A potencia necessária para deslocar a asa do avião seria, portanto, igual ao produto da força utilizada para arrastá-la, que seria a tração, pela velocidade de vôo do avião.
Potencia necessária é a potencia que precisa para deslocar a asa ou um avião inteiro. E depende do coeficiente de arrasto, da densidade do ar, da área da asa e do cubo da velocidade.
Isto significa que, qualquer alteração em um desses elementos, acarretará modificações na potencia necessária.
A força de sustentação deve-se a diferença de pressão existente entre o extradorso e o intradorso da asa.
Centro de pressão é o ponto de aplicação, em uma asa, da força chamada resultante aerodinâmica.
CL -coeficiente de sustentação. 
CD- coeficiente de arrasto.
O coeficiente de resistência a o avanço é para corrigir os efeitos de turbilhonamento do ar ao passar pelo corpo.
VI- velocidade indicada
VA- velocidade aerodinâmica
VS- velocidade do solo.
Velocímetro nos fornece a velocidade indicada.
O altímetro nos fornece altitude de pressão. 
O tubo de pitot capta pressão estática e dinâmica.
Mantendo a VI constante, a VA aumentara com o aumento de altitude.
O stol ocorre quando um devido a um turbilhonamento no extradorso, a depressão neste ponto reduz-se rapidamente.
A força de sustentação depende somente de ângulo de ataque, formato do aerofólio área da asa, densidade do ar e velocidade de deslocamento.
CL com valores negativos significam ângulos de ataques para vôos de dorso.
Quando o valor de CL é máximo significa: ângulo de stol. 
Resistência ao atrito: é devida a dificuldade do ar em escoar próximas as superfícies mais ásperas do avião.
Resistência induzida: é provocada pelo turbilhonamento que aparecer na ponta da asa. 
As asas mais longas têm mais condições de sustentação e menor resistência induzida. 
Resistência parasita 
Partes de um avião que não nos ajudam com nenhuma força útil e que também não contribuem na sustentação.
Forma aerodinâmica: é forma que nos da o mínimo de resistência ao avanço possível.Área plana equivalente é a área de uma superfície plana de resistência ao avanço igual a resistência parasita do avião.
Um avião modifica seu ângulo de ataque em vôo, podemos dizer que sua resistência parasita: dentro da variação de ângulo de ataque possível em vôo a resistência parasita não se altera.
A resistência parasita depende de densidade, área plana equivalente e velocidade.
A potência necessária total pode variar em vôo com a variação de: ângulo de ataque, densidade, peso, área da asa e velocidade.
O arrasto total de um avião não varia com a altitude.
Hélices 
Grupo moto propulsor: conjunto de motor e hélice, no avião convencional, turbina e hélice, no turbo hélice e turbina, no jato puro.
Parte da potencia produzida em um motor é consumida dentro do próprio motor; o restante, que chega ao eixo da hélice, é chamado de potencia efetiva.
A hélice é parte que serve para transformar a potencia efetiva em potencia de tração, que é chamada também de potencia útil ou potencia disponível.
Potencia efetiva: e a potencia do motor, medida no eixo da hélice e após os desgastes internos do motor. A potência efetiva de um motor a pistão diminui com o aumento de altitude.
Potencia útil: e a potencia efetiva transformada em potencia de tração pela hélice.
As hélices dividem-se em 3 tipos: hélices de passo fixo, de passo ajustável e de passo controlável.
O passo de uma hélice e a distancia que deveria percorrer a cada volta.
 A hélice de passo fixo tem sempre tem sempre bom rendimento numa determinada velocidade e RPM para a qual ela foi construída.
Passo ajustável tem sempre bom rendimento para condição que ela (hélice) foi ajustada.
As hélices de velocidade constante têm bom rendimento em qualquer situação.
Vôo planado.
Ângulo de vôo planado: é o ângulo formado entre trajetória de vôo ou direção do vento relativo e a linha do horizonte.
O ângulo de planeio depende somente da área da asa, da área plana equivalente e do ângulo de ataque, que nos fornece as variáveis CL e CD. Portanto, o ângulo de ataque que nos dá um valor alto de CL para um valor baixo de CD, nos dará um pequeno ângulo de planeio.
A velocidade de planeio depende do peso, do ângulo de planeio, do ângulo de ataque, da densidade do ar e da área da asa.
Quanto maior o peso, maior será a velocidade de planeio, enquanto que, quanto maior a densidade, menor a densidade de planeio.
A densidade do ar não influi no ângulo de descida.
A distância do vôo planado depende unicamente da altura em que se voa e o ângulo de planeio. 
A velocidade de planeio será maior nas maiores altitudes.
Velocidade vertical de descida: também chamada de razão de descida é a altura perdida numa determinada unidade de tempo.
Como o peso influi na velocidade, influirá também na razão de descida, o que quer dizer que quanto mais pesado o avião, maior sua razão de descida, para manter determinado ângulo de ângulo de planeio.
A velocidade aerodinâmica não é alterada pelo vento, porém, a velocidade em relação ao solo sim.
Velocidade final é, pois, a velocidade de mergulho vertical, após o arrasto ter-se igualado ao peso, quando, portanto, cessa a aceleração.
Velocidade final não significa a velocidade limite de um avião.
Vôo em linha reta e horizontal ao nível do mar.
A medida que aumenta o ângulo de ataque a velocidade diminui, tornando-se mínima por volta de 18°. Este é , portanto, o ângulo critico e a velocidade mínima encontrada é a velocidade de estol, ou a menor velocidade com a qual o avião consegue manter vôo horizontal. Ultrapassando o ângulo critico a velocidade volta a aumentar o que significa que, para manter vôo horizontal acima do ângulo critico, necessita-se de maior velocidade que a de estol.
Dentro da variação possível do ângulo de ataque de uma asa, a resistência a o avanço permanece inalterada, sem variar seu coeficiente de 1,28. Portanto a potencia necessária para deslocar esta parte do avião irá variar somente com a variação da velocidade. 
A medida que a velocidade diminui, a potencia total necessária também diminui, até um valor mínimo com velocidade de 80kmh. Daí em diante, a redução de velocidade acarreta num aumento de potencia necessária ate a velocidade de estol.
Potencia útil: potencia medida no eixo da hélice.
Potencia nominal: é a potencia efetiva máxima que um motor desenvolve, a um determinado número de RPM máximo para qual foi projetado.
A potência efetiva torna-se menor que a potencia nominal, sempre que há uma redução de RPM, ou quando o numero de RPM ultrapassa o máximo permitido.
A hélice só tem bom rendimento em uma determinada velocidade de vôo e numero de RPM e fora dessa situação, o rendimento torna-se menor.
Velocidade de estol é a velocidade com a qual o piloto consegue manter vôo horizontal. Velocidade mínima é a menor velocidade com a qual o piloto consegue manter-se, ainda, em velocidade constante.
Em vôo o piloto baseia-se na velocidade de vôo e não no ângulo de ataque de ataque de vôo.
A medida que a que se aumenta o ângulo de ataque a velocidade de vôo diminui até o ângulo critico e depois torna a aumentar.
Acima do ângulo critico, pequenas variações de velocidade exigem grandes variações de potência. 
A potência necessária para deslocar um avião varia com a velocidade. 
Estudo da performance-variação da potencia com a altitude.
Efeito da variação da altitude: a potência necessária para um avião voar, aumenta com a altitude porque o avião voa com maior velocidade aerodinâmica.
Motor a pistão perde potencia com a altitude, devido a menor massa de ar que é misturada a gasolina, por causa da densidade do ar. 
RAZÃO DE SUBIDA: QUANTIDADE DE PÉS QUE SOBE POR MINUTO.
Nas velocidades máximas e mínimas, a razão de subida é zero. 
Como é impossível voar no teto absoluto, determina- se um teto pratico, ou teto operacional, ou ainda teto de serviço.
Com mais peso, tem-se velocidade máxima menor e uma velocidade mínima maior. A velocidade de estol aumentou e a razão de subida diminui. O ângulo de subida ira diminuir.
As velocidades de menor ângulo de planeio e de razão de descida aumentaram, o mesmo acontece com a razão de descida.
Com maior área de asa, necessita-se de menor velocidade para voar e por conseguinte menor potência. 
As velocidades de menor razão de descida e de menor ângulo de descida diminuem também e o mesmo acontece com a razão de subida. O ângulo de subida, porem, aumenta em virtude de ter havido grande redução na velocidade de maior ângulo de subida, permanecendo a razão de subida quase idêntica.
Efeito da troca de motores
Quando tal troca for efetuada, a potência necessária não se alterará sendo aumentada a potência útil.
A velocidade máxima será aumentada, o mesmo ocorre com as razões de subida e com os ângulos de subida.
A altitude influi nas velocidades máximas e mínimas, na velocidade estol, e na razão de subida.
A altitude máxima que um avião pode alcançar chama-se teto absoluto.
No teto absoluto a velocidade mínima, a máxima, e a de cruzeiro são iguais.
Um avião atinge o teto pratico quando sua razão de subida máxima é 100 pés por minuto.
O teto absoluto e o teto prático são tetos de altitudes de densidade.
A velocidade máxima diminui com o aumento dos seguintes fatores: altitude, peso e área da asa.
A velocidade de estol aumenta com o aumento dos seguintes valores: peso e altitude.
A razão de subida diminui com o aumento de: altitude, peso, área da asa.
A troca de motor por outro de maior potência reduz a velocidade de estol.
Vôo em curva
Força centrípeta: é uma força direcionada para o centro da curva.
Quanto maior o ângulo de inclinação, maior vai ter que ser a sustentação, pois grandes ângulos de inclinação são usados em curvas de pequeno raio onde a centrifuga é muito grande.
Raio limite é onde o ângulo de inclinação é o máximo onde o avião faz uma curva com a potencia toda elevada.
Nas maiores altitudes o raio limitede curva torna-se maior, em conseqüência da diferença entre as potencias disponível e necessária, torna-se menor , a proporção que cresce a altitude. Limitando assim, o aumento do ângulo de ataque.
Qualquer curva feita ao nível do teto absoluto provocaria perda de altitude.
Dinâmica de decolagem e pouso.
O piloto, porem, somente deverá aumentar ângulo de ataque quando a velocidade de do avião estiver igual a 120% ou 130% da velocidade de stol.
Durante a corrida de decolagem , a aceleração diminui gradativamente a medida que aeronave ganha velocidade .
Quanto maior aceleração, menor será distancia de decolagem.
Decolando com a calda abaixada, alem de correr mais pista , o piloto corre o risco de estolar logo após sair do solo caso ocorra alguma variação de vento ou velocidade, porem os riscos de pilonar é menor. ( não aconselhável para aeronaves do tipo convencional).
Quando um avião acelera durante a decolagem, sua velocidade aumenta e sua tração diminue.
Só pilona aviões do tipo convencional.
O atrito com o solo depende do peso e da velocidade, porem quando aumenta a velocidade , o atrito diminui.
Na decolagem uma pista de asfalto ou concreto, produz menos atrito que uma pista de grama.
Com o vento de proa , o avião decola em menor espaço e sobe com maior ângulo.
Só aviões convencionais dão cavalo de pau.
Parafusos.
Auto rotação , é a tendência que um avião tem de girar em torno do seu eixo longitudinal , devido a uma asa ter mais sustentação que a outra.
Parafuso é uma manobra que pode ser comandada, e pode ocorrer acidentalmente .
Quando se usa aileron no ângulo de sustentação nula , o avião entra em parafuso ( é o caso de um stol de terceiro tipo )
O parafuso chato , só ocorre acidentalmente , pois a aeronaves em geral não efetuam esse tipo de manobra.
Um avião que tem cauda pesada, pode entrar em parafuso chato
É impossível recuperar um parafuso chato pelo comando de vôo de uma aeronave, só é possível sair do parafuso chato alterando o CG do avião.
Para evitar perdas ( stol) de ponta de asa, utiliza-se ângulo de incidência menor nas pontas.
As perdas de ponta de asa, diminui a eficiência dos ailerons.
Um avião com slot nas pontas das asas , ajuda a evitar as perdas ou stol de ponta de asa.
Dispositivos hipersustentadores
São dispositivos que aumentam a aérea da asas e conseqüentemente aumenta o coeficiente de sustentação .
Os dispositivos hipersustentadores, aumentam a curvatura da asa para aumentar a sustentação e o arrasto, assim diminuindo a velocidade para efetuar os pousos.
Flape – é um dispositivo hipersustentador existente no bordo de fuga das asas , que serve para aumentar a curvatura media do aerofólio, por meio do deslocamento do bordo de fuga para baixo.
Existem três tipos de flap – comum - e aquele no qual todo o bordo de fuga se abaixa 
			- flape central - e aquele que somente a parte inferior da asa , próximo ao bordo de fuga se abaixa.
			- flape Fowler – é que aquele no qual o bordo de fuga desloca-se para trás e para baixo aumentando também a aérea da asa.
Fendas no bordo de ataque – slot é um dispositivo hipersustentador que provoca aumento no coeficiente de sustentação Maximo, porem sem alterar a aérea da asa, pois o ar passa pela fenda no bordo de ataque evitando que a camada de ar descole da parte superior da asa, proporcionando um vôo com maior ângulo de ataque, pois ele eleva o ângulo critico.
Os flapes reduzem a velocidade de stol
A função principal do flape a aumentar a sustentação e reduzir velocidade. Assim permitindo ângulos de planeio maior.
Superfícies de comando 
Um avião tem movimento s básicos, que se fazem em torno de três eixos.
- Eixo lateral ou transversal que vai de uma ponta da asa a outra 
- Eixo longitudinal que vai do nariz até a calda
- Eixo vertical que atravessa a fuselagem de cima para baixo
Esses eixos cruzam em um mesmo ponto que é exatamente o centro de gravidade.
É o mesmo que dizer que todos os movimentos do avião fazem-se em torno de CG.
- movimento em torno do eixo longitudinal (nariz a cauda) - levantar ou abaixar as asas, é bancagem, rolagem ou inclinação lateral. 
- movimento em torno do eixo transversal ( ponta a ponta de asa)– levantar ou abaixar o nariz do avião , é tangagem ou arfagem , mesmo que picar ou cabrar.
-movimento em torno do eixo vertical , levar o nariz do avião de um lado para outro é guinada.
Os comandos PRIMARIOS ,(superfícies de comando ) devem estar o mais longe possível do CG, para que não seja necessário grande esforço sobre as mesmas. São elas : AILERON , LEME DE PROFUNDIDADE OU PROFUNDOR, E LEME DE DIRECAO.
Os comandos SECUNDARIOS, são os compensadores, flaps , spoilers , etc.
Os compensadores ,Server para retirar tendências de picar, cabrar, guinar ou inclinar lateralmente. Compensar o avião após mudança de atitude , reduzir a pressão nos comandos.
Os compensadores podem ser automáticos , ajustáveis no solo ou ajustáveis em vôo.
Os comandos de profundor, podem ser sem plano fixo ( Sêneca, tupi ).
O aileron , superfície encontrada nas asas, servem para comandar a rolagem ou inclinação lateral, porem para evitar o efeito guinada quando acionado, foram criados os ailerons diferenciais.
Estabilidade e instabilidade
Tipos de equilíbrio
Equilíbrio estável – é quando um corpo é afastado de sua posição de equilíbrio , e volta a equilibrar-se sozinho. ( João bobo)
Equilíbrio instável – é quando um corpo é afastado de sua posição de equilíbrio , e o mesmo continua a se afastar. ( cone de ponta cabeça)
Equilíbrio indiferente - é quando um corpo é afastado de sua posição de equilíbrio, e o mesmo mantêm a mesma posição ( bola ) .
Estabilidade dinâmica 
Um corpo pode ser estaticamente estável , instável ou indiferente porem ele tende a voltar a sua posição de equilíbrio original de três maneiras quando afastado dela.
Voltar a posição e permanecer sem oscilações, dizemos que possui estabilidade estática aperiódica 
Voltar a posição por meio de oscilações decrescentes(pendulo), dizemos que ele possui estabilidade estática e dinâmica
Ele tende a voltar a posição de equilíbrio, porem os momentos que o forçam a voltar , são muito grande e por meio de oscilações crescentes e o corpo acabará por se afastar cada vez mais, dizemos que esse corpo possui estabilidade estática, e instabilidade dinâmica.
Um avião deverá ser sempre estaticamente estável e dinamicamente estável.
Caso contrario ( um avião estaticamente estável e dinamicamente instável, será uma aeronave perigosa.)
A estabilidade em torno de um eixo do avião, não quer dizer que possa ser estável em outros eixos.
O CG , é o ponto de aplicação de peso em uma aeronave.
O CP, é o ponto de aplicação de sustentação e deverá estar sempre atrás do CG.
O centro de tração , é o ponto de aplicação de tração 
Resumo
- Um pendulo é estaticamente estável e dinamicamente estável
- um avião tem que ser estaticamente e dinamicamente estável.
- um avião devera ser estável longitudinalmente, lateralmente e direcionalmente.
- num avião estável, quando num mergulho e piloto soltar o manche , o avião devera levantar o nariz.
- um aerofólio em movimento, possui normalmente equilíbrio instável .
Estabilidade lateral e direcional.
 DIEDRO, ENFLEXAMENTO E EFEITO QUILHA - são dispositivos que produz estabilidade lateral.
Enflexamento – produz estabilidade lateral e estabilidade direcional
Efeito quilha – quando a componente lateral do vento relativo atua sobre as partes laterais do avião, temos que levar em consideração a área que fica acima e a que fica abaixo do CG. Quando a área que fica acima do CG é maior , a componente lateral provoca nela maior resistência ao avanço, o que força o avião a indireitar-se. Se a área abaixo do CG for maior, esta recebe maior força e o avião tende a proceguir em seu giro em torno do eixo longitudinal(aileron)
A estabilidade longitudinal ( nariz e cauda) é sempremais importante que a estabilidade lateral.
O diedro serve para produzir estabilidade lateral
o efeito quilha, produz estabilidade direcional e lateral.
Para que um avião seja estável lateralmente , a área acima do CG tem que ser maior que a debaixo.
AERODINAMICA DE ALTA VELOCIDADE
Compressibilidade é a variação de volume de uma substancia.
Na natureza não existem substancias 100% incompressíveis .
Para fins práticos , os líquidos e os sólidos são incompressíveis 
O ar é muito compressível (compressores de ar)
O som – é um fator de grande importância no estudo de compressibilidade é a velocidade do som. No ar a velocida do som só depende da temperatura e sua velocidade padrão é de 304,29m/s.
Quando um avião voa mais rápido que o som , o ar não é avisado de sua chegada, nesse caso, seu ajustamento é essencialmente instantâneo , provocando uma onda de distúrbio , chamada ONDA DE CHOQUE.
Numero mach – M=VA / Vsom.
Se aumentarmos a velocidade do avião , chegaremos a um valor no qual , pela primeira vez , um ponto do avião (normalmente na asa, próximo a fuselagem), atinge a velocidade do som. Esta velocidade e denominado MACH CRITICO.
A coexistência dos escoamentos subsônicos e supersônicos caracteriza o regime transônico.
SUBSONICO – M < 0,75(filetes com a velocidade inferior a do som)
TRANSONICOS – M entre 0,75 e 1,2(filetes supersônicos e subsônicos)
SUPERSONICOS – M ENTR 1,2 e 5(filetes supersonicos)
HIPERSONICOS – M acima de 5.
Quando a velocidade do avião aumenta M = 0,77 para M = 0,82, nota-se que a onda de choque se move na direção do bordo de fuga, o que significa que a área supersônica aumenta. Nessa velocida já aparece uma onda de choque no intradorso. 
Assim todos os impulsos de pressão gerados na região supersônica bem como aquelas gerados na região traseira subsônicas do extradorso da asa ficam acumulados na onda de choque , e isto produz aumento de pressão, temperatura, e densidade.
Estol de compressibilidade ou estol de mach.
Uma onda de choque muito intensa produz deslocamento dos filetes , semelhante ao velho stol subsônico , e é por isto chamado de stol de compressibilidade estol de choque ou de mach.
O stol de compressibilidade é menos critico que o stol subsônico.
Coffin corner ( canto do caixão) – são variações de pré-stol com a altitude, é um ponto onde se aumentar a velocidade estola e se diminuir stola.
Buffet – são vibrações de pré-stol em regime transonicos e também em baixas velocidades, para reduzir o Buffet em alta velocidade , deverá baixar o numero de mach, e em baixa velocidade, deverá seder o nariz , diminuir ângulo de ataque e aumentar a velocidade.
Downwash – é quando os filetes de ar passam pelo aerofólio e ao sair pelo bordo de fuga , eles são desviados para baixo.
Rolloff(sem guinada)– é quando em velocidade transonica o piloto comanda pedal para direita , a asa esquerda acelerará em relação a direita, entrará em regime supersônico e perderá sustentação , com isso a asa direita terá mais sustentação e o avião rolará para esquerda. Comanda pedal para um lado e o avião vai para outro. Não é aconselhável utilizar pedal em altas velocidades.
Tuck under (tendência de picar) – em altas velocidades , o centro de pressão vai pra trás do CG, com isso aumenta o braço e conseqüentemente o momento de picagem do avião.
Mach trimmer – devido ao enflexamento das asas no mach critico, ocorre o tuck under(tendência de picar), deste modo , ligado junto ao profundor quando atingir o mach critico , o mach trimmer irá atuar evitando que o aviao mude de atitude.
Enflexamento - o emprego de uma asa enflexada é um compromisso com pontos positivos e negativos, pois ela aumenta o mach critico , porem ela produz menos sustentação , tendência de estolar de ponta de asa e produzir picht up ( estola as pontas de asa e o nariz do avião sobe ).
Aerofólios de pequena espessura e curvatura – quanto mais fino for o aerofólio, maior será o mach critico. Porem o coeficiente de sustentação é menor .
Área rule ( regra de área) , é o afunilamento do centro da fuselagem para redução de arrasto , igual garrafa de coca-cola. 747 
Vortex generators( geradores de vórtices) – são filetes de metal instalado nas asas ou superfícies para energizar a camada limite , ou melhor , os geredores de votices fazem com que a camada limite não se descole da superfície. Proporcionando maiores velocidades, menos arrasto, maior sustentação, maior controle e redução dos buffets de alta e baixa.
Enflexamento e suas conseqüências
-Redução da sustentação, devido ao formato do aerofólio e bordo de ataque, há uma redução na sustentação, e com isso as aeronaves tem que compensar aumentando o ângulo de ataque nas decolagem.
 -Tendência de passeio dos filetes de ar – os filetes de ar tendem a escorregar para as pontas das asas causando uma sucção no extradorso(baixa pressão) a ssim diminuindo a sustentação. Para resolver isso são empregados os WING FENCES ( CERCAS DE ASA) são chapinhas de metal instaladas nas asas em direção ao bordo de ataque ao bordo de fuga. 
-Tendência de stol de ponta de asa – devido a diversos motivos, entre os quais a componente do vento relativo paralelo ao bordo de ataque e ao afilamento da asa, a asa enflechada tende a estolar de ponta de asa. O stol de ponta de asa nas asas enflechada, provoca o PITCH UP, que é o oposto do tuck under. Para resolver o stol de ponta de asa, é empregado menor ângulo de incidência nas pontas das asas (WASHING OUT), uso de aerofólio com maior curvatura nas pontas, emprego de slots nas pontas.
DUTCH ROLL – quando em uma asa enflechada é comandado o leme(guinada) para direita, a asa esquerda diminui o enflechamento e a direita aumenta m causado uma enorme guinada, ou uma instabilidade de roll. Com isso aumenta o perigo do avião entrar em parafuso. Para se eliminar o DUTCH ROLL, utiliza-se o YAW DAMPER que é um nivelador de asas, e caso o yaw esteja inoperante, o piloto deverá comandar o aileron contrario a asa que levanta.
Spoilers ou Speed Brakes – serve para diminuir a sustentação quando o avião toque ao sole e também aumentar o peso da aeronave pois assim os freios funcionam mais com o intuito de parar o mais rápido a velocidade no pouso.
Tipos de ondas de pressão
 - onda de choque obliqua
- onda de choque normal
- onda de expansão .