силовой установки (например, воздушного винта, ротора газотурбинного двигателя) 
относительно продольной оси самолёта, {{?}}z — угловая скорость самолёта 
относительно его поперечной оси.
гиростабилизация — поддержание с помощью гироскопов и гироскопических устройств 
параметров углового движения элементов системы управления летательным аппаратом 
и самих летательных аппаратов в условиях возмущений. Различают Г. силовую, 
индикаторную и индикаторно-силовую. Силовая Г. заключается в парировании 
внешних возмущающих моментов, действующих на стабилизируемый элемент 
(платформу) прибора или системы, гироскопическими моментами, возникающими в 
результате прецессии гироскопов. (Возможен также вариант бесплатформных 
навигационных систем, в которых чувствительные элементы, в том числе и 
гироскопы, устанавливаются непосредственно на борт летательного аппарата, а сам 
летательный аппарат играет роль стабилизирующей платформы). В основе 
индикаторной Г. лежит использование гироскопов в качестве измерителей 
рассогласования между заданным и действительным положениями стабилизируемого 
элемента; парирование возмущений осуществляется исполнительными органами 
следящих систем. Индикаторно-силовая Г. включает элементы силовой и 
индикаторной стабилизации. Г. используется в системах ориентации, самонаведения,
 прицельно-навигационных системах, инерциальных навигационных системах и 
инерциальных системах управления. Г. достигается с помощью различных устройств. 
Например, в системах самонаведения Г. осуществляется гироскопическими приводами 
головок самонаведения, в инерциальных навигационных системах — трехосными 
гироплатформами, в инерциальных системах управления — либо трёхосными 
гироплатформами, либо блоком астатических гироскопов.
Лит: Гироскопические системы, ч. 1, М., 1971; Неусыпин А. К., Гироскопические 
приводы, М., 1978.
А. К. Неусыпин.
Рис. 1. Зависимость cy от ? при прямом (1) и обратном (2) изменениях {{?}} при 
различных значениях Re а — Re  =  1,08*106; б — Re  =  2,36*106; в — Re  =  3,
46*106; г — Re  =  4,28*106; cymax — максимальное значение cy при обратном ходе.

Рис. 2. Экспериментальные зависимости (модель самолёта с крылом большого 
удлинения) cy и аэродинамического коэффициента момента тангажа m{{x}}, и 
приведённой скорости тангажа {{?}}x, [в данном случае {{?}}x  =  {{?}}  =  
(d{{?}}/dt)(bA/V{{?}})] от {{?}} для колеблющегося крыла (прямой ход — голубые 
кривые, обратный —чёрные кривые) и крыла в стационарном режиме (красные 
кривые); bA — средняя аэродинамическая хорда. V{{?}} — скорость полета.
гистерезис (от греческого hyst{{?}}r{{?}}sis — отставание, запаздывание) — 1) Г.
 в аэродинамике — неоднозначность структуры поля течения и, следовательно, 
аэродинамических характеристик обтекаемого тела при одних и тех же значениях 
кинематических параметров, но при различных направлениях их изменения (например,
 при увеличении или уменьшении угла атаки {{?}}, Маха числа). Г. проявляется в 
большей или меньшей степени в зависимости от Рейнольдса числа Re, формы профиля 
крыла, его относительной толщины {{с}}и т. п. и связан в основном с 
неоднозначностью структуры обтекающего потока при равных значениях, но разных 
направлениях изменения параметра — увеличения (прямой ход) или уменьшения 
(обратный ход).
Впервые аэродинамический Г. описан в 1931 английским исследователем Э. М.
 Джейкобсом (Jacobs) при анализе экспериментальной зависимости коэффициента 
подъёмной силы cy (см. Аэродинамические коэффициенты) профиля от угла атаки. 
Дальнейшие экспериментальные исследования показали, что при ламинарном 
обтекании крыла большого удлинения ({{??}}5,0) гистерезисные петли могут 
возникать при сравнительно малых значениях Re{{?}}0,22*106. Это особенно 
заметно у толстых крыльев ({{c}}  =  18—24%), у которых наблюдается срыв потока 
с носовой части. Диапазон значении {{?}}, соответствующий неоднозначной 
структуре обтекания крыла, расширяется с увеличением относительной толщины 
профиля. При значениях Re > 0,8*106 такой тип отрыва потока исчезает в связи с 
переходом ламинарного течения в турбулентное. На рис. 1 приведены результаты 
испытаний крыла с удлинением {{?}}  =  5,0 в аэродинамической трубе. В области 
критических углов атаки происходит резкое уменьшение cy. При Re  =  l*106 Г. 
отсутствует; при Re > 2*106 отчётливо видна гистерезисная петля, причём 
расхождение значений cy при заданном ? при прямом и обратном ходах 
увеличивается с увеличением значения Re.
При неустановившемся движении летательного аппарата в зависимости от 
аэродинамических сил и моментов проявляется так называемый динамический Г. 
Например, такой Г. имеет место при колебаниях угла атаки профиля (или крыла) 
около значений {{?}}отр или {{?}}1, соответствующих отрыву потока или началу 
разрушения устойчивой вихревой структуры над несущей поверхностью (см. Крыла 
теория) при стационарном обтекании (рис. 2). При этом с ростом скорости тангажа 
{{?}}z, и увеличением заброса угла атаки {{?}}забр при {{?}}забр > {{?}}отр или 
{{?}}1 происходит существенное расширение гистерезисных петель в зависимостях 
интегральных аэродинамических характеристик от угла атаки. Это связано со 
смещением на большие углы атаки режима безотрывного обтекания при положительном 
значении {{?}}z, а также с видоизменением отрывного течения на профиле или 
крыле большого удлинения и трансформацией вихревой структуры для треугольного 
крыла или крыла с наплывом на больших углах атаки при неустановившемся движении.

2) Г. в системе управления — неоднозначность зависимости выходного перемещения 
системы управления от входного сигнала при его медленном изменении в прямом и 
обратном направлениях. Обычными причинами Г. являются люфты, трение и упругие