является показателем совершенства конструкции по условиям статической и 
динамической аэроупругости, а также статической прочности.
Такие авиационные конструкции, как крыло, оперение, фюзеляж и другие, которые в 
расчётах схематизируются балкой, характеризуются изгибной и крутильной Ж. — 
соответственно EJ и Gl; двумерные конструкции (тонкая несущая поверхность 
малого удлинения и др.), схематизируемые пластиной, —матрицей коэффициентов 
влиянии aij, связывающих прогибы конструкции в некоторых точках поверхности i 
под действием единичной силы, приложенной в точке j и направленной, как и 
прогибы, по нормали к поверхности. Для пространственных конструкций Ж. может 
быть определена более сложной системой коэффициентов влияния, связывающих 
прогибы элементов конструкции и повороты в нескольких направлениях под 
действием сосредоточенных сил и моментов. На рисунке показано типичное для 
современного пассажирского самолёта распределение по размаху крыла 
относительных изгибной и крутильной Ж.: {{EI}}  =  EJ/(qmax maxSL2); {{GI}}  =  
GJ/(qmax maxSL2), где qmax max — предельный скоростной напор, S и L — площадь и 
размах крыла.
Мера безопасности конструкции от флаттера, а также эффективность органов 
управления (но не критическая скорость реверса) прямо зависят от Ж. проводки 
управления. Для современных самолётов характерно снижение относительной Ж. 
конструкции, обусловленное ростом скоростей полёта, использованием всё более 
тонких аэродинамических профилей, высокопрочных материалов, увеличением 
размеров и нагревом конструкции летательных аппаратов,
Снижение Ж. или увеличение упругости ведёт к усложнению требований к 
конструкции, которая должна быть не только прочной, но также обеспечивать 
безопасность от флаттера, управляемость и устойчивость летательного аппарата. 
Деформации самолёта оказывают сильное влияние и на его форму в полёте, несущие 
свойства, распределение аэродинамических нагрузок. Например, для летящего 
горизонтально самолёта со стреловидным крылом характерно снижение изгибающих 
моментов в корне крыла, обусловленное только упругостью конструкции. Для других 
самолётов, например, бесхвостой схемы и с крылом малого удлинения, возможно 
увеличение нагрузок и напряжений в корне крыла. С начала 30х гг. 
осуществляется нормирование допустимых общих деформаций авиационных конструкций.
 Важное значение имеет правильное определение жёсткостных характеристик сложных 
конструкций, а при необходимости их рациональное изменение и упрощённое 
воспроизведение с использованием моделирования явлений аэроупругости в 
аэродинамических трубах на упруго- и динамически-подобных моделях. Современные 
расчётные и экспериментальные методы определения жёсткостных характеристик 
тесно связаны с исследованиями прочности самолёта, в частности на основе метода 
конечного элемента и статических испытаний самолёта.
Г. А. Амирьянц.
Распределение относительных изгибной и крутильной жёсткостей по размаху крыла 
для пассажирского самолета.
живучесть летательного аппарата — см. в статьях Боевая живучесть. 
Эксплуатационная живучесть.
Жигарев Павел Фёдорович (19001963) — советский военачальник, Главный маршал 
авиации (1955). В Советской Армии с 1919. Окончил кавалерийскую школу (1922), 
военную школу лётчиков (1927), Военно-воздушную академию Рабоче-крестьянской 
Красной Армии имени профессора Н. Е. Жуковского (1932; ныне Военно-воздушной 
инженерной академии имени проф. Н. Е. Жуковского). Участник Великой 
Отечественной войны. Командующий Военно-воздушными силами Советской Армии 
(1941—1942),командующий Военно-воздушными силами Дальневосточного фронта 
(1942—1945), командующий Воздушной армией в войне с Японией (1945), 
главнокомандующий Военно-воздушных сил (1949—1957), начальник Главного 
управления ГВФ (1957—1959). Депутат Верховного Совета СССР в 1950—1962. 
Награждён 2 орденами Ленина, 3 орденами Красного Знамени, орденами Кутузова 1й 
степени, Красной Звезды, медалями.
Лит.: Руденко С.. Видный авиационный военачальник, «Военно-исторический журнал»,
 1970, №12.
П. Ф. Жигарев.
жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) — ракетный двигатель, работающий на жидком 
ракетном топливе. Нашёл применение на различных ракетах и некоторых самолётах. 
По назначению различают ЖРД маршевые, корректирующие, рулевые, тормозные, 
стартовые, стабилизирующие, ориентационные. ЖРД бывают одно- и многократного 
использования, одно- и многократного включения, одно-, многорежимные и с 
регулируемой тягой.
ЖРД состоит из одной или нескольких основных камер, агрегатов подачи топлива, 
элементов автоматики, устройств для создания управляющих усилий и моментов, 
рамы, магистралей и вспомогательных устройств и агрегатов. Высокотемпературные 
газообразные продукты сгорания топлива, образующиеся в камере двигателя, 
разгоняются в реактивном сопле и истекают наружу, создавая реактивную тягу 
двигателя. Система подачи топлива ЖРД вытеснительная или насосная. 
В вытеснительной системе топливо подаётся в камеру путём вытеснения из баков 
газами, давление которых превышает давление в камере сгорания, в насосной 
системе подачи обычно применяется турбонасосный агрегат (ТНА). ЖРД с 
турбонасосными агрегатами бывают двух основных схем: без дожигания и с 
дожиганием генераторного газа а камере двигателя. ЖРД с дожиганием не имеют 
потери удельного импульса тяги, обусловленной приводом ТНА. В зависимости от 
назначения ЖРД могут иметь различные параметры; тягу — от десятых долей Н до 
несколько МН, удельный импульс тяги — примерно до 4,5 км/с для двух 
компонентных топлив и до 5 км/с для трехкомпонентных топлив.