таким образом, чтобы парировать действие возмущающих моментов (см.
 Аэродинамическое демпфирование. Статическая устойчивость). Б. у. может быть 
оценена при анализе уравнений БД; её количественной характеристикой является 
степень устойчивости. Необходимыми, но недостаточными условиями Б. у. являются: 
степень путевой статической устойчивости {{формула}}, степень поперечной 
статической устойчивости {{формула}} и {{формула}} — коэффициент, 
характеризующий Б. у. летательного аппарата в его взаимосвязанном движении по 
крену и рысканию при фиксированных органах управления.
Полная оценка Б. у. может быть получена из анализа корней линеаризованного 
характеристического уравнения БД. При отсутствии СУУ это уравнение, как правило,
 имеет два вещественных (большой и малый) и два комплексно-сопряжённых корня. 
Большой действительный корень определяет быстрое движение летательного аппарата 
по крену, а малый соответствует спиральному движению (см. Спиральная 
устойчивость). Пара комплексно-сопряжённых корней определяет колебательное БД 
летательного аппарата. Для Б. у. летательного аппарата необходимо, чтобы корни 
характеристического уравнения БД были отрицательными.
В качестве количественных показателей Б. у. летательных аппаратов используются 
также характеристики затухания колебаний БД (период свободных боковых колебаний,
 время затухания колебаний до 5% начальной амплитуды), отношение x амплитуд 
скоростей крена и рыскания при кратковременном отклонении руля направления: x  
=  {{?}}xmax/{{?}}ymax, значения постоянной времени крена Tкр, постоянной 
времени спирального движения.
Для обеспечения Б. у. и предотвращения расходящихся колебаний, возбуждаемых 
лётчиком при решении задач точной стабилизации самолёта по крену, наряду с 
перечисленными показателями необходим учёт характеристик трактов системы 
управления. Такой учёт сводится к требованию обеспечения запаса устойчивости 
разомкнутой системы самолёт — летчик по фазе {{??}}  =  (30—50){{°}} на частоте 
среза и заданию допустимого уровня неравномерности логарифмической амплитудной 
частотной характеристики {{?}}A = (2—3) дБ замкнутой системы самолёт — лётчик в 
рабочей полосе частот.
Лит.: Пашковский И. М., Устойчивость и управляемость самолета, М.. 1975; 
Бюшгенс Г. С., Студнев Р. В., Аэродинамика самолета. Динамика продольного и 
бокового движения, М., 1979.
В. Н. Кобзев.
боковое движение летательного аппарата. В отличие от продольного движения, 
движение летательного аппарата, при котором плоскость его симметрии отклоняется 
или (и) смещается от первоначально заданной вертикальной плоскости, называется 
пространственным. При этом та часть полных уравнений движения, которая 
описывает изменение углов скольжения и крена {{?}} и {{?}} скоростей крена и 
рыскания {{?x}} и {{?y}}, определяет боковое движение. При наличии Б. д. всегда 
возбуждается и продольное движение (изменяются угол атаки {{?}}, скорость 
тангажа {{?}}z), в то время как продольное движение летательного аппарата, 
имеющее плоскость симметрии, может происходить без возникновения Б. д. Однако 
при умеренном развитии Б. д. можно считать, что оно не влияет на продольное, и 
рассматривать оба движения независимо (такое разделение неприемлемо при анализе 
некоторых специальных режимов пространственного движения летательного аппарата, 
например, крутого виража, инерционного вращения, сваливания, штопора).
В большинстве случаев под Б. д. понимается боковое возмущённое движение. 
Считается, что в невозмущенном. движении углы {{?}} и {{?}}, угловые скорости 
{{?}}x и {{?}}y, моменты крена и рыскания Mx и My, аэродинамическая боковая 
сила Za (см. Аэродинамические силы и моменты) равны нулю, а в возмущенном. 
движении указанные параметры малы. Если при этом принять, что параметры 
продольного движения соответствуют режиму установившегося горизонтального 
полёта (угол наклона траектории {{?}} и угловая скорость ?z равны нулю, 
скорость V постоянна, аэродинамическая подъёмная сила {{Ya}} равна mg — весу 
летательного аппарата, где m — масса летательного аппарата, g — ускорение 
свободного падения, угол тангажа {{?}} равен углу атаки {{?}}), то уравнения 
возмущения Б. д. приобретают вид
{{формула}}
{{?}}a  =  {{?}}
где Р — тяга двигателя, l — боковое смещение летательного аппарата, Ix, Iy — 
главные моменты инерции летательного аппарата, {{?}}a — скоростной угол крена, 
{{?}} — угол рыскания, {{?}}a — скоростной угол рыскания. Дифференцируя 
выражение для угла скольжения {{?}}, можно получить уравнение
{{формула}}
и решать его совместно с уравнением
{{формула}}
и линеаризованными уравнениями для моментов
{{формула}}
Здесь {{?}}н и {{?}}э — углы отклонения руля направления и элеронов, Z, M — 
частные производные аэродинамических сил и моментов по величинам, указанным в 
верхнем индексе. Исследование решений этой системы линейных дифференциальных 
уравнений с постоянным коэффициентом при {{?}}н = {{?}}э = 0 позволяет 
определить боковую устойчивость летательного аппарата, исследование решений при 
{{?}}н  =  {{?}}н(l), {{?}}э  =  {{?}}э(l) — оценить характеристики его боковой 
управляемости. При исследовании характеристик автоматических систем управления 
{{?}}н и {{?}}э задаются в соответствии с выбранными законами управления, 
например, как функции параметров {{?}}, {{?}}, {{?}}x, {{?}}y, l, {{?}}, и 
боковой перегрузки.
При наличии возмущений в правых частях уравнений появляются дополнительные