Теоретичні та експериментальні методи досліджень класичного (двоступеневого) флатера аеродинамічних поверхонь у стаціонарному і нестаціонарному потоці розроблено достатньо повно. Дослідженням цих коливань присвячено велику кількість наукових праць, але до теперішнього часу залишається невирішеною проблема теоретичного обґрунтування причин виникнення інтенсивних коливань аеродинамічних поверхонь керування надзвукових літаків на трансзвукових швидкостях польоту. Досі немає загальноприйнятої математичної моделі трансзвукового флатера.

            Актуальність рішення цієї проблеми пояснюється необхідністю попередньої оцінки рівня коливань елементів конструкції літальних апаратів до виконання льотних випробувань та необхідністю забезпечення надійної льотної експлуатації надзвукових літаків та аерокосмічних систем.

             У статті на базі аналізу закономірностей адіабатичного розширення місцевого надзвукового потоку на поверхні аеродинамічного профілю та математичної моделі оцінки збуджених шарнірних моментів аеродинамічних поверхонь керування визначено умови, при яких можливе виникнення трансзвукового флатера аеродинамічних поверхонь керування надзвукових літаків та аерокосмічних систем. Проаналізовано особливості взаємодії стрибків ущільнення з коливаннями аеродинамічних поверхонь керування на цих режимах польоту, які визначають механізм виникнення трансзвукового флатера аеродинамічних поверхонь керування.

              Доведено, що основною причиною інтенсивних коливань аеродинамічних поверхонь керування при виникненні трансзвукового флатера є фазове випередження переміщень стрибків ущільнення по профілю аеродинамічної поверхні керування над кутом її відхилення, спричинене великою кутовою швидкістю коливань аеродинамічної поверхні керування.

Основною причиною нелінійного характеру коливань аеродинамічних поверхонь керування при виникненні трансзвукового флатера є обмеження переміщень стрибків ущільнення по профілю аеродинамічної поверхні керування як задньою, так і передньою кромками профілю аеродинамічної поверхні керування.

             Отримані результати можуть використовуватися для прогнозування безпечних режимів польоту надзвукових літаків та аерокосмічних систем як на етапі льотних випробувань, так і на етапі експлуатації.