Технические требования к самолету должны задавать определенные пределы изменения усилий на рычагах управления или производных функ­ций от усилий по кинематическим параметрам движения. Зная геометрические и аэродинамические характеристики самолета с зажатой ручкой и с зажатыми педалями и приняв для самолета данного типа необходимые величины Р"х и РР, можно определить потребную сте­пень компенсации органов бокового управления самолетом. Такой расчет следует вести, как было указано выше, для основного, расчетного режима по­лета (например, в случае истребителя — для режима полета с максимальной ско­ростью) , а затем проверить полученную степень аэродинамической компенсации на других режимах полета (например, на режиме посадки с боковым ветром, на режиме барражирования и т. д.). Проведем анализ влияния степени путевой статической устойчивости на боковую управляемость самолета на конкретном примере рассмотренного выше самолета. Таким образом, для получения удовлетворительных характеристик «хождения за педалями» необходима достаточно большая степень путевой статической устойчивости со свободными педалями. Если бы при изменении степени статической устойчивости пути мы не изменяли степень аэродинамической компенсации руля направления, то характеристики боковой управляемости имели бы вид. При увеличении степени путевой статической устойчивости са­молет оказался бы слишком тяжелым в управлении: при том же усилии на педалях максимальный угол скольжения получился бы меньшим, чем в исходном варианте. Точно так же при уменьшении степени путевой стати­ческой устойчивости и при сохранении неизменной степени аэродинамиче­ской компенсации руля направления максимальный угол скольжения по­лучился бы большим, чем в исходном варианте. Самолет в этом случае был бы излишне чувстви­тельным к усилию на педалях и вследствие случайных движений летчика мог бы выходить на большие углы скольжения.