На малюнку (а) показано зміна розподілу аеродинамічного навантаження по хорді стабілізатора при відхиленні керма висоти на кут при дозвуковій швидкості польоту. Видно, що відхилення керма висоти призводить не тільки до збільшення повної аеродинамічної сили на кермі, але і до збільшення повної аеродинамічної сили на стабілізаторі, і повна сила на горизонтальному оперенні при відхиленні керма істотно зростає.
Збільшення швидкості польоту (б) призводить до появи місцевих швидкостей обтікання, рівних швидкості звуку. У зоні передньої кромки керма розвивається місцева надзвукова зона течії, що закінчується стрибком ущільнення 1. Лівий стовпець малюнків ілюструє обтікання, коли рульова поверхня знаходиться в нейтральному положенні, правий - при відхиленою рульової поверхні. При наявності стрибка аеродинамічні сили. викликані відхиленням керма, змінюються на рульовій поверхні, але не змінюють розподіл і значення аеродинамічної сили на розташованій попереду керма поверхні стабілізатора і повна сила на горизонтальному оперенні істотно менше, ніж у випадку чисто дозвукового обтікання (a).
На надзвукової швидкості польоту (в) при наявності стрибків ущільнення на передній і задній кромках профілю стабілізатора через що розвиваються зривів потоку на обтічної поверхні епюра розподілу тиску по хорді близька до прямокутника. Повна аеродинамічна сила на горизонтальному оперенні зменшується в порівнянні з дозвуковим режимом польоту. В цьому випадку відхилення керма висоти також не змінює аеродинамічну силу на розташованій попереду керма поверхні обтікання. Ефективність рульової поверхні різко зменшується.
Отримати необхідні для маневру керуючі сили на надзвукових режимах польоту дозволяє застосування суцільноповоротним горизонтального оперення (ЦПГО).