Випадки виникнення інтенсивних коливань елементів конструкцій надзвукових авіаційних та авіаційно-космічних літальних  апаратів на близькозвукових числах М польоту мають місце в сучасній практиці їх експлуатації.  Деякі з цих випадків закінчувалися важкими льотними подіями тому проблема зменшення рівня коливань аеродинамічних поверхонь керування надзвукових та гіперзвукових літаків при виникненні трансзвукового флатеру залишається актуальною. Метою статті є оцінка можливості зменшення рівня коливань за рахунок аеродинамічної компенсації поверхні керування та розробка математичної  моделі оцінки впливу аеродинамічної компенсації поверхонь керування на рівень їх коливань при виникненні трансзвукового флатеру.

         З метою вирішення цієї проблеми проведено аналіз публікацій які присвячені даній тематиці і в яких викладені матеріали лабораторних і натурних досліджень цього явища. Оскільки коливання аеродинамічних поверхонь керування при виникненні транзвукового флатеру відносять до автоколивань з амплітудою граничного циклу, тобто відносять до нелінійних коливань, тому математичну модель оцінки впливу аеродинамічної компенсації поверхні керування на рівень їх коливань представлено в вигляді звичайного диференціального рівняння другого порядку з нелінійною правою частиною. Для вирішення диференціального рівняння даного типу був використаний метод енергетичного балансу за допомогою якого визначалася амплітуда коливань аеродинамічних поверхонь керування. За результатами розрахунків на основі запропонованої моделі отримана залежність рівня коливань аеродинамічних поверхонь керування від величини їх аеродинамічної компенсації яка може бути запропонована для попередньої наближеної оцінки аеропружних характеристик надзвукових  та гіперзвукових літаків.