производная, как и критическая скорость Д., определяется при статических 
испытаниях упруго-подобной модели в аэродинамической трубе; в ряде случаев 
более полное и строгое представление о Д. и других формах потери устойчивости 
летательного аппарата дают испытания динамически-подобной модели. Повышение 
жёсткости крыла, главным образом на изгиб, достигаемое ужесточением его 
композиционными материалами и некоторым рациональным направлением их волокон, 
позволяет уменьшить темп роста производной {{cay}}, уменьшить аэродинамические 
нагрузки и увеличить критическое значение скоростного напора. Опасность другие 
форм Д. весьма ограничена и при необходимости наиболее просто устраняется 
рациональным выбором жёсткостных характеристик конструкции.
Г. А. Амирьянц.
Сравнительные характеристики дивергенции крыла обратной стреловидности: I — для 
исходного крыла; II — для крыла, ужесточенного композиционным материалом (VI, 
VII, — критические скорости дивергенции соответственно для исходного и 
ужесточенного крыла).
динамика полёта — раздел аэромеханики, изучающий динамические свойства и 
движение летательного аппарата различного назначения. В Д. п. исследуется 
движение летательного аппарата как в целом по траектории (траекторное движение),
 так и движение относительно его центра масс в установившемся и переходном 
режимах, а также при наличии разного рода возмущений (возмущённое движение), 
устойчивость летательного аппарата на различных режимах полёта (см. также 
Режимы летательного аппарата) и его управляемость, как при использовании 
«классических органов управления, так и «новых», появившихся в 80х гг. (см.
 Непосредственное управление подъёмной и боковой силами).
Все возрастающая скорость полёта и улучшающаяся манёвренность летательного 
аппарата оставляет пилоту всё меньше времени на принятие решения, и его 
исполнение требует все более широкого использования автоматики. Поэтому в Д. п. 
значительное внимание уделяется синтезу систем управления (см. Автоматическое 
управление) и эргономике (см. Эргономика авиационная) системы «летательный 
аппарат — человек» (см. Лётчик), разработке систем улучшения устойчивости и 
управляемости.
Существенное место в Д. п. отводится разработке методов создания и создания 
летательного аппарата с заданными летно-техническими характеристиками (см.
 Аэродинамический расчёт). Рост скоростей полёта и нагрузок на летательный 
аппарат и его элементы (крыло и т. п.) привели к тому, что стало необходимым 
учитывать и в определенной мере исключать влияние на летно-технические 
характеристики летательного аппарата его упругих свойств (см. Аэроупругость). 
Быстрое развитие средств автоматики позволили приступить к разработке и в конце 
80х гг. создать первые системы, учитывающие это влияние, — активные системы 
управления.
Решение возникающих в Д. п. задач базируется на знании и выборе 
аэродинамических характеристик летательного аппарата (см. также статью 
Аэродинамика, Аэродинамические силы и моменты); параметров силовой установки 
(типа двигателей авиационных, тяги или мощности двигателей, их зависимости от 
высоты и скорости полёта — см. Характеристики двигателя); взаимного 
расположения элементов летательного аппарата (крыла, оперения, двигателей и т.
 п. — см. Аэродинамическая схема); характеристик атмосферы (см., например, 
Атмосферное возмущение, Сдвиг ветра); характеристик и состава бортового и 
наземного оборудования (см., например, Бортовое оборудование, Бустерное 
управление, Электродистанционная система управления). При этом проектируемые и 
разрабатываемые устройству и системы апробируются в виде моделей в 
аэродинамических трубах и других экспериментальных установках, при полунатурном 
моделировании на пилотажных стендах, натурных испытаниях в летных исследованиях 
и доводятся в процессе лётных испытаний.
Математической основой Д. п. являются теоретическая механика (см., например, 
Уравнения движения), теории устойчивости и систем автоматического регулирования,
 методы оптимизации и статистические методы анализа и синтеза динамических 
систем.
динамическая высота — высота полёта, превышающая статический потолок 
летательного аппарата. Д. в. достигается в динамическом режиме полёта, при 
котором часть кинетической энергии летательного аппарата переходит в 
потенциальную. Максимально достигаемая Д. в. называют динамическим потолком 
летательного аппарата.
динамическая жесткость упругой системы — отношение комплексных амплитуд силы 
или момента соответствующего смещения (линейного или углового), являющееся 
функцией частоты колебаний. Для линейных систем (а при некоторых ограничениях и 
для нелинейных) Д. ж., зависящая от основных параметров системы, полностью 
характеризует соответствующие динамические свойства системы (в том числе 
летательного аппарата). Для определения Д. ж., например, при изучении 
взаимодействия рулевых приводов и органов управления летательного аппарата, 
наряду с расчётными методами эффективно использование экспериментальных 
исследований на соответствующих стендах.
динамический потолок 1) Д. п. самолёта — наибольшая высота, достигаемая 
самолётом в неустановившемся полёте. В области установившихся режимов полёта 
(ниже линии статических потолков, см. рис.) может быть достигнуто равенство 
внешних сил, действующих на самолёт. Выше линии статических потолков силы не 
могут быть уравновешены, поэтому полёт может быть только неустановившимся; 
переход в эту область возможен лишь путём преобразования части кинетической 
энергии самолёта в потенциальную. Однако достижение максимальной энергетической 
высоты, равной максимальной удельной энергии самолёта, неосуществимо.