Попытаемся установить связь между характеристиками боковой устойчивости самолета и характером изменения кинематических парамет­ров движения при выполнении бокового маневра, при котором траектория движения центра тяжести самолета не лежит в вертикальной плоскости. В уравнениях бокового управляемого движения самолета (каким яв­ляется боковой маневр), помимо внешних сил и моментов, которые мы рассматривали до сих пор, необходимо учесть еще силы и моменты, вызы­ваемые отклонением органов управления самолетом, — руля направления и элеронов. По отношению к исходному установившемуся режиму полета движение самолета при маневре можно рассматривать как возмущенное движение; при этом возмущениями являются аэродинамические силы и моменты, вызванные отклонением органов управления. В дальнейшем будем считать, что углы отклонения органов управле­ния при маневре невелики, поэтому силы и моменты, вызываемые ими, можно принять за линейные функции углов отклонения. В соответствии с положениями метода малых возмущений будем считать также, что углы крена у и скольжения, а также угловые скорости и вращения са­молета невелики, поэтому в уравнениях бокового возмущенного движения самолета можно сохранить только члены, содержащие возмущения в пер­вой степени. Таким образом предположим, что кинематические параметры движе­ния при выполнении маневра незначительно отличаются от кинематиче­ских параметров в исходном установившемся движении. Такой подход к решению задачи применим при изучении характера искомой связи в нача­ле выполнения маневра, когда углы крена и скольжения и угловые ско­рости еще невелики, а также в случае выполнения не очень резких манев­ров. При определении величины углов отклонения органов управления в случае правильного установившегося виража, например, когда угол кре­на и угловые скорости вращения самолета достигают значительной вели­чины, излагаемые в настоящей главе методы неприменимы.