В настоящее время любой самолет имеет средства сокращения взлетно-посадочной дистанции. Отличие СУВП от обычного самолета заключается лишь в величине такого сокращения.
Рассмотрим, от каких параметров самолета зависит взлетно-посадочная дистанция.
Длина разбега определяется следующей формулой:
где - среднее ускорение при разбеге. Оно определяется соотношением сил разгона и торможения.
В первом приближении, пренебрегая влиянием аэродинамических сил при разбеге, можно записать:
где - средняя сила тяги при разбеге, - коэффициент сопротивления качению колес.
Аналогично для длины пробега имеем:
где - среднее замедление при пробеге. Для него справедливо следующее приближенное выражение:
Здесь - средняя сила аэродинамического сопротивления, - коэффициент трения при пробеге.
Скорости отрыва и посадки определяются минимальной скоростью установившегося полета или скоростью срыва. Для самолета с горизонтальным вектором тяги скорость срыва:
Из условий безопасности скорость отрыва и посадочная скорость на 20-30% больше скорости срыва.
Анализ формул расчета длины разбега и пробега показывает, что существуют двапути их сокращения. Первый путь - увеличение ускорения при разбеге и замедления при пробеге. На взлете это достигается повышением путем форсирования тяги двигателей. На посадке применяется реверс тяги двигателей, воздушные тормоза, торможение колес шасси. Необходимо учитывать, что параметры самолета по разному влияют на . Например при разбеге желательно иметь минимальное сопротивление при большой подьемной силе, а при пробеге необходимо как можно большее сопротивление при малой подьемной смле. По разному влияют на длину разбега и пробега стартовая тяговооруженность и коэффициенты трения.
Второй путь - уменьшение минимальной скорости самолета. Поскольку она однозначно влияет на длину разбега и пробега, в дальнейшем более подробно остановимся на разбеге. Воспользуемся приближенной формулой для определения длины разбега в виде:
Эта формула справедлива при постоянном угле атаки крыла, отсутствии ветра и наклона полосы. - среднее значение тяговооруженности и коэффициент сопротивления качению по длине разбега.
С помощью приведенной выше формулы построена номограмма, позволяющая проанализировать влияние параметров самолета на величину длины разбега:
Из номограммы видно, что обеспечение требования укороченного взлета накладывает очень жесткие ограничения на допустимую величину . Для обеспечения длины разбега 200 м = 40 - 235 кгс/кв.м в зависимости от величины стартовой тяговооруженности.
Приемлемые значения соответствуют легким и средним нескоростным самолетам. Прямое крыло с достаточно большой относительной толщиной и эффективной механизацией, обеспечивающей получение значение максимальной подьемной силы 3 - 3,5, а также низкие значения удельной нагрузки на крыло, свойственные таким самолетам, позволяют им совершать взлет и посадку на небольших ВПП. Однако при проектировании таких СУВП необходимо учитывать, что достижение очень малых значений скорости срыва нельзя обеспечить только путем увеличения несущей способности крыла. Для сохранения приемлемых характеристик устойчивости и управляемости необходимо соответственно повышать эффективность органов управления. На величину минимально допустимой скорости может повлиять требование обеспечения безопасности полета в случае отказа на взлете и посадке одного из двигателей.
Как известно, высокие значения коэффициента подьемной силы могут быть реализованы при наличии механизации по всему размаху крыла. Для этого на ряде СУВП применены закрылки, по всему размаху крыла, причем внешние секции закрылков одновременно выполняют функции элеронов.
Если к самолету не предьявляется требование обеспечения больших скоростей, то задача обеспечения укороченного взлета и посадки может быть решена за счет выбора соответствующих параметров крыла и оперения, а также некоторого повышения стартовой тяговооруженности (до 0,3 - 0,5).
Для скоростных самолетов требуются иные пути обеспечения укороченного взлета и посадки. Это обьясняется тем, что с ростом скорости полета площадь крыла должна уменьшаться, уменьшается его удлинение и относительная толщина. Получить высокие значения коэффициента подьемной силы за счет обычной механизации на таких самолетах не представляется возможным. Для этих самолетов применяются следующие методики сокращения разбега и пробега. Они подразделены на три группы по способу увеличения подьемной силы на малых скоростях. В первую группу входят методы, основанные на увеличении несущей способности крыла за счет изменения его геометрии или управления пограничным слоем. Методы второй группы основаны на принципе прямого бесциркуляционного создания подьемной смлы с помощью различных источников тяги. Этот путь позволяет осуществить взлет и посадку при сколь угодно малых скоростях вплоть до 0, то есть вертикальный взлет и посадку. Третья группа включает методы, представляющие собой комбинацию первых двух.
- среднее ускорение при разбеге. Оно определяется соотношением сил разгона и торможения.
- средняя сила тяги при разбеге, 
- коэффициент сопротивления качению колес.
- среднее замедление при пробеге. Для него справедливо следующее приближенное выражение:
- средняя сила аэродинамического сопротивления, 
- коэффициент трения при пробеге.
путем форсирования тяги двигателей. На посадке применяется реверс тяги двигателей, воздушные тормоза, торможение колес шасси. Необходимо учитывать, что параметры самолета по разному влияют на 
. Для обеспечения длины разбега 200 м 
= 40 - 235 кгс/кв.м в зависимости от величины стартовой тяговооруженности.