Выше в общих чертах уже было отмечено значение степени статиче­ской устойчивости для действительной устойчивости самолета; остановим­ся на этом вопросе подробнее. Увеличивая степень поперечной устойчивости самолета, как вид­но из приближенных формул, мы не изменяем значения коэффициента аъ весьма немного увеличиваем (для положитель­ных углов атаки) коэффициент и увеличиваем коэффициенты, причем коэффициент а4 увеличивается больше, чем коэффициент, как в этом нетрудно убедиться на конкретных примерах. Результатом увеличения поперечной статической устойчивости будет, как видно из выражения, уменьшение малого вещественного корня Х2 и увеличение спиральной устойчивости самолета. Так, если в рас­смотренном примере увеличить вдвое, то корень получится равным Х2=0,0141 вместо Х^=0,0238 в исходном варианте, т. е. степень спираль­ной неустойчивости уменьшится. Труднее составить общее заключение относительно изменения харак­теристик колебательной устойчивости самолета при изменении степени по­перечной и путевой статической устойчивости. Полученные выше выражения для коэффициентов характеристиче­ского уравнения входят в довольно сложных сочетаниях в выражение коэффициента затухания боковых колебаний и периода этих колебаний. Из общих соображений следует, что при не очень большом значении отношения—, как это и имеет место на практике, коэффициент затухания боковых колебаний а не должен сколько-нибудь зна­чительно изменяться при изменении коэффициентов так как за­тухание колебаний в основном определяется моментами демпфирования и производной боковой силы. Для получения более общего представления о характере влияния степени попе­речной и путевой статической устойчивости на боковую устойчивость самолета рассмот­рим вопрос о границах  боковой  устойчивости.