Следует отметить, что выписанные уравнения П. д. приближённо справедливы и в 
том случае, когда перечисленные выше параметры бокового движения малы. Можно 
убедиться, что если эти параметры имеют порядок малости {{?}}, то влияние 
бокового движения на П. д. выразится членами, пропорциональными {{?}}2.
Уравнения П. д. могут быть использованы для определения стационарных режимов 
полёта. Полагая
{{формула}}
можно получить соотношения: Xа  =  Рcos({{?}}  +  {{?}})-mgsin{{?}}; Ya  =  
-Psin({{?}}  +  {{?}}) + mgcos{{?}}; Mz  =  0; {{?}}z  =  0. Если задать 
отклонение руля высоты {{?}}в, то из условий Mz  =  0, d{{?}}/dt  =  0 с учётом 
{{?}}x  =  0 можно определить балансировочный угол атаки {{?}} (см.
 Балансировка летательного аппарата): mx({{?}}{{б}}, {{?}}в)  =  0, где mz — 
коэффициент момента тангажа (см. Аэродинамические коэффициенты). Далее при 
заданном значении H и заданной (см. Характеристики двигателя) зависимости P(V, 
H, {{?}}) можно определить квазистационарные значения V и {{?}} или, задавая 
условие горизонтального полёта {{?}}  =  0, найти стационарные значения V и H.
Уравнения П. д. используются для анализа продольных устойчивости и 
управляемости. Для этого необходимо рассмотреть возмущённое движение 
летательного аппарата. Если летательный аппарат находятся в состоянии, близком 
к стационарному горизонтальному полёту с параметрами {{?}}ст  =  0; {{?}}{{кг}} 
 =  0; {{?}}ст  =  {{?}}{{в}}; Hст Vст; {{?}}в ст то в возмущенном движении 
кинематические параметры можно выразить в виде: V  =  Vст  +  {{?}}V, {{?}}  =  
{{??}}, H  =  Hст  +  {{?}}H, {{?}}z  =  {{??}}z, {{?}}  =  {{?}}{{б}}  +  
{{??}}, {{?}}в  =  {{?}}в ст  +  {{??}}в, где приращения {{?}}V, {{??}} и т. д. 
считаются достаточно малыми. Тогда, пренебрегая квадратами приращений и их 
произведениями, можно записать уравнения возмущения П. д. в виде:
{{формулы}}
(здесь {{Xva, р", М?,...}} — частные производные сил и моментов по величинам, 
стоящим в верхних индексах, и для упрощения принято {{?}}{{б}}  +  {{?}}  =  0).
 Полученная система уравнений является системой линейных дифференциальных 
уравнений с постоянными коэффициентами. Исследование решений этой системы при 
{{??}}в  =  0 позволяет определить продольную устойчивость при фиксированной 
ручке управления, исследование решений {{??}}в  =  {{??}}в(t) позволяет оценить 
характеристики продольной управляемости.
При исследовании характеристик автоматической системы управления значение 
{{??}}в задаётся в соответствии с выбранным законом управления как функция 
{{?}}z (демпфер тангажа), {{?}}V, {{?}}H, {{??}}, {{??}}. Аналогичным образом 
исследуется влияние возмущений (например, ветровых) на движение летательного 
аппарата. Часто для упрощения возмущенное П. д. разделяется на 
короткопериодическое (угловое) — рассматриваются только {{??}} и {{??}}x, a 
{{?}}V и {{?}}H считаются равными нулю, и на длиннопериодическое (фугоидное) — 
рассматриваются отклонения {{?}}V и {{?}}H и {{??}}, а отклонения {{??}}, 
{{??}}x определяются как функции от {{?}}V и {{?}}H из условий d{{?}}x/dt  =  0,
 d{{??}}/dt  =  0.
В. А. Ярошевский.
продольный набор — см. в статье Силовой набор.
проектирование летательного аппарата — процесс выбора параметров 
(геометрических, массовых и других) создаваемого летательного аппарата, его 
компоновки и определения характеристик — функциональных, экономических и других 
(см. рис.). Основная задача П. — найти параметры летательного аппарата, 
удовлетворяющие ограничениям, уравнениям существования (уравнения компоновки), 
обеспечивающие лётные и другие характеристики летательного аппарата которые 
отвечают заданным техническим требованиям. Силы, действующие на летательный 
аппарат, определяются его аэродинамикой, параметрами силовой установки, 
характеристиками аэроупругости и др. Эти силы, в свою очередь, накладывают 
требования на прочность летательного аппарата и ограничения на динамику 
(механику) полёта. В П. летательного аппарата существует ряд этапов: 
техническое предложение, эскизный проект, технический проект. См. также 
Автоматизация проектирования.
Основные параметры при проектировании самолёта: {{?}} — угол стреловидности 
крыла; Gкн — масса коммерческой нагрузки; L — дальность полёта; и — высота 
полёта; {{?}} — угол наклона траектории; Ip — длина разбега; a — себестоимость 
перевозок; Г — относительная циркуляция скорости; z, х — относительные 
координаты; сy, сx — аэродинамические коэффициенты подъёмной силы и 
сопротивления; {{?}} — угол атаки; Р —тяга силовой установки; М — Маха число 
полёта; св — удельный расход топлива; М — изгибающий момент крыла; {{?}} — 
напряжение; {{?}}{{г}} — скорость тангажа; t — время.
производительность летательного аппарата. Различают рейсовую и часовую П. 
Рейсовая П. — произведение массы коммерческой нагрузки или числа пассажиров на 
дальность полёта (т-км или пассажиро-км) .Часовая П. — произведение тех же 
величин на рейсовую скорость полёта (т-км/ч или пассажиро-км/ч). П., 
соответствующая грузоподъёмности (пассажировместимости) летательного аппарата, 
называется располагаемой, а определённая для реальной загрузки летательного 
аппарата — фактической.
Прокофьев Георгий Алексеевич (1902—1939) — советский воздухоплаватель. 
В 1924—1927 работал в политуправлении Красной Армии. С 1927 помполит, а с 1930 
командир воздухоплавательной части в Кунцеве (под Москвой). С 1932 принимал 
участие в строительстве стратостата «СССР-1», на котором вместе с К. Д.
 Годуновым и Э. К. Бирнбаумом 30 сентября 1933 совершил рекордный подъём на 
высоту 19 км. Награждён орденом Ленина. Портрет смотри на стр. 452.