расчёты, расчёты усталостных характеристик, критических скоростей явлений 
аэроупругости (флаттер, бафтинг и др.). Расчёты ферменных систем являются 
частным случаем метода конечных элементов.
При определении несущей способности решаются задачи по нахождению критических 
напряжений, общей и местной потери устойчивости, разрушающей нагрузки методом 
редукционных коэффициентов, позволяющим учесть перераспределение усилий после 
потери устойчивости и пластические деформации некоторых силовых элементов. 
Определение несущей способности может быть связано с решением задачи об 
остаточной прочности и живучести конструкции, получившей местные усталостные 
повреждения в процессе эксплуатации или повреждения, связанные с нарушением 
технологии, и др. Определение местной прочности сложных узлов (силовых 
шпангоутов и нервюр, элементов и узлов шасси, различных соединений, 
нерегулярных зон с концентраторами напряжений) основывается на использовании 
пространственных конечных элементов для определения НДС. Нагрузки, действующие 
на узлы, в этом случае определяются из общего расчёта конструкции.
Для конструкций, работающих в условиях повышенных температур, кроме того, 
проводятся расчёты температурных полей и напряжений. Специальные методики 
расчётов созданы для конструкций из композиционных материалов.
Для оценки прочности необходимо также знать критерии разрушения конструкции. 
Экспериментальные и теоретические исследования критериев разрушения являются 
обязательными в комплексе работ по обеспечению С. п. авиационных конструкций. 
Сложность силовых схем и конфигураций деталей, большое разнообразие и сложность 
режимов их нагружения и условий эксплуатации не позволяют получить достоверные 
результаты при использовании только теоретических методов решения задач. 
Поэтому исследования по обеспечению С. п. авиационных конструкций требуют 
большого объёма экспериментальных работ, которые проводятся на стадии 
проектирования и постройки летательного аппарата, при оценке его 
эксплуатационных характеристик и лётной годности. Завершающий этап в 
исследованиях С. п. — анализ достаточности прочности натурных конструкций и 
подтверждение её статическими испытаниями. Характеристикой, определяющей С. п. 
авиационные конструкции, служит запас прочности. Сводка запасов прочности для 
основных агрегатов и силовых элементов конструкций летательного аппарата, 
содержащая значения большие или равные единице по отношению к расчётным 
нагрузкам, является подтверждением С. п. Для частей летательного аппарата, 
подверженных значительным температурным воздействиям, запас прочности 
определяется с учётом этих воздействий. При анализе С. п. сравниваются данные 
расчётов, полученных на различных физических моделях и при различных расчётных 
схемах при методе конечных элементов, и данные статических испытаний. При этом 
оценивается точность результатов, выявляются закономерности связей между 
физическими и конструктивными параметрами конструкций, элементов и т. д., 
прогнозируется несущая способность при повреждениях конструкции и для 
неисследованных экспериментально случаев нагружения. Специальные расчёты 
проводятся для обоснования вариантов доработок конструкции, определения 
допустимых режимов эксплуатации при недостаточной прочности отдельных элементов.
 Физические модели для расчётов конструкций на прочность в несколько упрощённом 
виде используются для определения прогибов, эффективных жёсткостей конструкции 
и решения задач аэроупругостн.
Лит. см. при статье Прочность.
В. Ф. Кутьинов, В. М. Фролов.
статическая устойчивость — характеристика устойчивости летательного аппарата, 
определяющая его тенденцию к возвращению без вмешательства лётчика в исходное 
положение равновесия под действием аэродинамического момента (см.
 Аэродинамические силы и моменты), вызываемого отклонением летательного аппарат 
под действием какой-либо возмущения от положения равновесия после прекращения 
действия возмущения. Различают продольную, путевую (флюгерную) и поперечную С.
 у., которые могут обеспечиваться как средствами аэродинамической компоновки 
(то есть соответствующим выбором центровки летательного аппарата, площадей 
оперения, крыла и т. д.; см. Аэродинамическая схема, Аэродинамическое 
демпфирование), так и средствами автоматики и характеризуются степенью 
устойчивости.
Продольная С. у. создаётся за счёт приращения продольного аэродинамического 
момента Mz, которое возникает при изменении угла атаки или скорости (Маха числа 
полёта M{{?}}), если оно содействует возвращению в исходный режим балансировки 
летательного аппарата. Момент Mz является функцией ряда переменных: угла атаки 
и угла скольжения, M{{?}}, угловой скорости тангажа и т. д. На продольный 
момент летательного аппарата оказывают влияние также его центровка, режим 
работы и расположение двигателей, упругие деформации конструкции, изменение 
конфигурации летательного аппарата. Наиболее существенно продольная С. у. 
изменяется при переходе летательного аппарата через скорость звука из-за 
смещения его фокуса аэродинамического назад, а также на больших углах атаки. Во 
многих задачах в соответствии с представлением продольного движения в виде двух 
составляющих — быстрой, связанной с изменением перегрузки, и медленной, 
связанной с изменением скорости, — рассматриваются соответственно два вида С. у.
: устойчивость по перегрузке и устойчивость по скорости. В первом случае 
летательный аппарат без вмешательства лётчика стремится сохранить нормальную 
перегрузку исходного режима при постоянной скорости, а во втором — сохранить 
скорость при постоянной нормальной перегрузке. Устойчивость летательного 
аппарата по перегрузке и скорости определяется в условиях полёта с 
освобождёнными и фиксированными органами управления. Устойчивость летательного 
аппарата с освобождённым управлением без принятия специальных мер оказывается,