летательного аппарата и уточнения нормативно-технической документации. С. с. п.
 и. состоит из технических устройств, обеспечивающих получение необходимых 
сигналов от контролируемых систем, преобразование этих сигналов и их 
последующую регистрацию на бортовом накопителе. В зависимости от характера и 
особенностей контролируемых систем регистрация параметров производится 
непрерывно или дискретно (например, при включении или выключении устройств).
система улучшения устойчивости и управляемости (СУУ) самолёта — комплекс 
технических устройств для улучшения устойчивости и управляемости статически 
устойчивого самолёта (см. Статическая устойчивость) с бустерным управлением. 
В состав СУУ обычно входят: автомат регулировки (АРУ) по режимам полёта (высоте,
 скорости и т. п.) передаточного отношения (усиления) в проводке управления; 
автомат регулировки рычагов управления загрузки (АРЗ), который обычно 
совмещается с механизмом триммерного эффекта, снимающим нагрузку с ручки 
управления (штурвала) в полёте на установившемся режиме; демпферы колебаний по 
крену, тангажу и рысканию, включающие гироскопические датчики угловых скоростей,
 электронные усилители, фильтры, сервоприводы, включаемые в проводку управления 
по принципу раздвижной тяги и обеспечивающие пропорциональность отклонения 
органов управления угловым скоростям самолёта (в некоторых случаях помимо 
сигналов угловых скоростей в сервоприводы подаются сигналы, пропорциональные 
перегрузкам, углам атаки и скольжения, вводятся перекрёстные связи между 
каналами управления, например, между каналами управления креном и курсом). 
В некоторых случаях в структуру СУУ вводят и другие устройства. Такие СУУ 
обеспечивают именно улучшение устойчивости и управляемости летательного 
аппарата, но, в отличие от электродистанционных систем управления (ЭДСУ), не 
могут кардинально изменить их (см., например, Непосредственное управление 
подъёмной и боковой силами).
Механические и электронные устройства СУУ обычно не резервированы и при отказах 
либо уходят в крайнее положение, либо становятся в нейтральное положение или 
положение, соответствующее моменту отказа. При проектировании таких СУУ 
предусматривают, чтобы возмущения, изменения устойчивости и управляемости, 
вызываемые этими отказами, не приводили к возникновению аварийной ситуации: 
летательный аппарат не должен резко менять режим полёта и выходить за 
установленные ограничения, лётчик должен иметь возможность парировать 
возмущение движения летательного аппарата при отказе СУУ без возникновения 
раскачки и продолжить полёт вплоть до посадки. Это обеспечивают тем, что 
максимальная скорость регулировки в АРУ и АРЗ выбирают такой, чтобы лётчик мог 
распознать отказ и парировать его своим вмешательством в управление (приложить 
дополнительное усилие, изменить режим полёта). На практике полное время 
регулировки АРУ и АРЗ «медленным приводом» выбирают не менее 15—20 с. Кроме 
того, ограничивается глубина регулировок: усилия и передаточное число 
регулируются по режимам полёта не более чем в 2—2,5 раза. При отклонении 
органов управления для парирования колебаний за счёт сигналов от демпферов 
используют не более 5—10% (по продольному каналу) и 15—20% (по каналам крена и 
рыскания) от их полных отклонении.
В 70—80е гг. термин СУУ стали использовать для обозначения систем управления, 
где механическая проводка управления является резервной, а основной частью 
системы управления является ЭДСУ. По сравнению с «чистой» ЭДСУ такой вариант 
системы позволяет снизить степень резервирования электрической части 
(2—3-кратное резервирование вместо 3—4-кратного в ЭДСУ). При этом в контуре 
автоматики используют 50—100% отклонения органов управления (как и в ЭДСУ); 
избыточные перемещения проводки компенсируются встроенными в неё так 
называемыми пружинами с предварительным натягом.
Однако возможности такой системы для полёта на статически неустойчивом 
летательном аппарате ограничены: только на отдельных режимах полёта или в 
ограниченных областях режимов полёта допустима аэродинамическая неустойчивость 
летательного аппарата; при первом же отказе в электрической части СУУ 
необходимо переходить на режимы полёта со статической устойчивостью и после 
этого на управление с помощью механической проводки управления с полным 
отключением автоматики.
Г. И. Загайнов.
системы координат летательного аппарата — правые прямоугольные системы 
координат, используемые при решении задач динамики полёта, а также для описания 
геометрических характеристик самолётов.
Основными С. к., используемыми в динамике полёта, являются С. к., в которых 
описывается движение летательного аппарата в какой-либо точке пространства без 
учёта перемещений по траектории, то есть подвижные, движущиеся с летательным 
аппаратом С. к. Начала всех таких С. к. располагаются в характерной точке 
летательного аппарата, как правило, в центре масс. К числу подвижных С. к. 
относятся: связанная, скоростная, полусвязанная, связанная с пространственным 
углом атаки.
Связанная С. к. (OXYZ) — подвижная С. к., ось OX которой расположена в 
плоскости симметрии летательного аппарата или параллельно ей, если начало 
координат O помещено вне плоскости симметрии, и направлена вперёд от хвостовой 
к носовой части летательного аппарата. Ось OX называют продольной осью 
летательного аппарата. Направление её может быть различным: по оси фюзеляжа, по 
главным осям инерции летательного аппарата; выбор оси OX должен указываться. 
Ось OY расположена в той же плоскости, что и ось OX, и направлена к верхней 
части летательного аппарата. Её называют нормальной (вертикальной) осью 
летательного аппарата. Ось OZ — поперечная ось — направлена к правой части 
летательного аппарата, если смотреть вперёд по оси ОХ. Связанная С. к. наиболее