Рассмотрим влияние степени статической устойчивости по скорости на продольную устойчивость самолета. Для упрощения примем, что влия­ние сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики самолета пренебрежимо мало. Элемент маневра А представляет собой выход самолета на заданную перегрузку, т. е. постепенное и неуклонное повышение перегрузки до за­данной величины. Элемент маневра В можно назвать быстрым изменением перегрузки, когда перегрузка сначала энергично увеличивается, а затем также энергично уменьшается и, наконец, элемент маневра С — вызван­ными летчиком колебаниями перегрузки, когда перегрузка изменяется по закону, близкому к гармоническому, и имеет переменный по времени знак. К указанным трем маневрам необхо­димо добавить четвертый элемент манев­ра — плавное изменение скорости полета при практически неизменной перегрузке, что соответствует прямолинейному полету с изменяющейся скоростью (например, разгон или торможение самолета по го­ризонтальной траектории, пикирование и т. д.).
Л—выход самолета на заданную пере­грузку.   В—быстрое   изменение   пере­грузки, С—вызванные летчиком колеба­ния самолета. При анализе управляемости самолета будем рассматривать изменение по вре­мени отклонения ручки управления рулем высоты и изменение усилий, приклады­ваемых к ней летчиком при выполнении указанных элементарных маневров. По­стараемся установить связь между харак­тером этих изменений и степенью продоль­ной статической устойчивости по перегрузке и при различных комбина­циях конструктивных и аэродинамических параметров самолета. Вначале рассмотрим вопрос о характере изменения углов отклонения руля высоты и усилия на ручке управления по времени для обеспечения заданной траектории движения самолета, а затем,— вопрос об изменении характера движения самолета при заданном изменении углов отклонения руля высоты и усилия на ручке управления по времени.