как правило, меньше, чем с фиксированным.
Путевая С. у. обеспечивается изменением путевого аэродинамического момента My, 
обусловленным появлением угла скольжения и стремящимся устранить это скольжение.
 Путевая С. у. определяется главным образом формой поперечного сечения, 
площадью боковой поверхности и длиной фюзеляжа летательного аппарата, 
расположением гондол двигателей, площадью и плечом вертикального оперения 
относительно центра масс летательного аппарата.
Поперечная С. у. создаётся приращением поперечного аэродинамического момента Mx,
 обусловленным появлением скольжения и действующим в сторону, противоположную 
скольжению. Момент Mx зависит от геометрических форм крыла, его стреловидности, 
сужения крыла, угла поперечного V крыла и т. д. Поперечная устойчивость 
возрастает с увеличением угла стреловидности крыла. Одновременное проявление 
путевой и поперечной устойчивости характеризует устойчивость бокового движения 
летательного аппарата. Существует тесная зависимость движений крена и рыскания, 
которые связаны между собой через угол скольжения, и для обеспечения потребных 
характеристик боковой устойчивости должно выполняться определенное соотношение 
между путевой и поперечной С. у., зависящее от угла атаки, углов и скоростей 
крена и скольжения и других величин. Наиболее значительно поперечная и путевая 
С. у. изменяются на сверхзвуковых скоростях полёта и больших углах атаки. При 
больших сверхзвуковых скоростях для летательного аппарата обычно характерна 
путевая неустойчивость.
Лит.: Остославский И. В., Аэродинамика самолета, М., 1957.
Ю. В. Дубов.
статические испытания — экспериментальный метод исследования 
напряжённо-деформированного состояния и статической прочности конструкции 
летательного аппарата. С. и. проводятся для оценки фактической прочности 
летательного аппарата путём испытания конструкции до разрушения. Необходимость 
С. и. определяется тем обстоятельством, что методы проектирования и расчётов 
летательных аппаратов на прочность используют, как правило, некоторые 
идеализированные расчётные схемы, отличающиеся от реальной конструкции. При С.
 и. воспроизводятся значения и распределение расчётных нагрузок, действующих на 
летательный аппарат в различных случаях нагружения, — при манёврах, при посадке 
и т. п. (см. также статью Нормы прочности); прочностные характеристики 
исследуются методами тензометрии, измерениями перемещения ряда точек 
конструкции и др.
Разработка основной методики С. и. и создание экспериментальной базы для их 
обеспечения в СССР были начаты в 20х гг. Н. И. Мариным, Г. А. Софроновым, И. И.
 Сидориным. Впервые С. и. целого самолёта в СССР были проведены в 1937. Для С.
 и. натурных самолётов были созданы испытательные залы, оборудованные так 
называемым силовыми полом, потолком и колоннами, где проводились нагружения 
конструкции летательных аппаратов системой сосредоточенных сил. Для 
воспроизведения распределённых аэродинамических и инерционных нагрузок в 
40х гг. М. П. Наумов предложил нагружать конструкцию с помощью наклеенных на 
её поверхность парусиновых лямок. В 50х гг. разработан способ нагружения 
конструкции с помощью силовых гидравлических цилиндров (см. рис.). На 
испытываемую конструкцию нагрузка прикладывается ступенчато — по 5—10% от 
расчётной нагрузки. Наличие большого числа (120—150) независимых каналов 
нагружения (нагружающих систем) в случае применения автоматизированных систем 
нагружения позволяет повысите точность нагружения и производить комплексную 
проверку конструкции при различных комбинациях нагрузок одной и той же системой 
нагружения. В соответствии с требованиями Норм прочности летательных аппаратов 
проводится нагружение конструкции нагрузкой до 2/3 расчётной. При этом 
производятся тензометрия и измерение общих деформаций. После снятия нагрузки 
производится осмотр конструкции для обнаружения остаточных деформаций и местных 
разрушений и анализ напряжённо-деформированного состояния конструкции. Если 
остаточных деформаций и местных разрушений не обнаружено, а напряжение и 
деформация не превышают расчётные значения, проводятся испытания летательного 
аппарата нагрузкой, заданной в программе (составляет 80—90% расчётной). После 
завершения С. и. на все заданные программой расчётные случаи для определения 
несущей способности и критериев разрушения проводятся испытания на отдельные 
расчётные случаи до разрушения конструкции.
Лит.: Статические испытания на прочность сверхзвуковых самолётов, М., 1974; 
Долидзе Д. Е., Испытание конструкций и сооружений, М., 1975.
В. Ф. Махов.
Зал статических испытаний ЦАГИ.
статический потолок летательного аппарата. Для самолёта С. п. — наибольшая 
высота, на которой при максимальной тяге (мощности) силовой установки и при 
данной массе самолёта возможен установившийся полёт (горизонтальный полёт с 
постоянной скоростью). С. п. является точкой максимума границы области 
установившихся режимов полёта (см. рис.). Для дозвукового самолёта эта граница 
имеет один максимум (кривая 1). Граница области для сверхзвукового самолёта 
может иметь один или два максимума (кривые 2, 3), соответствующие до- и 
сверхзвуковой С. п., между которыми граница опускается в области Маха чисел 
полёта M{{?}}  =  1,1—1,3. С увеличением максимальной скорости самолёта 
сверхзвуковой С. п. становится больше дозвукового (кривая 3) Другое название С.
 п. — теоретический потолок.
С. п. вертолёта — то же, что потолок висения.
См. также статью Потолок летательного аппарата.
Границы области установившихся полётов дозвукового (кривая 1) и сверхзвуковых 
(кривые 2, 3) самолётов: Н — высота полёта; V — скорость полёта; Vmin — граница,