Управля́емость лета́тельного аппара́та, способность летательного аппарата изменять режим полёта при отклонении органов или рычагов управления. При практическом использовании понятие «управляемость» характеризуется рядом показателей, выполнением определённых требований, необходимых с точки зрения осуществимости полёта и его безопасности.

Для летательного аппарата с исключительно механической системой управления управляемость количественно оценивается по приращениям основных параметров режимов полёта на значения отклонений аэродинамических органов управления.

К таким параметрам режимов полёта принято относить нормальную перегрузку $n_{y}$, поперечную перегрузку $n_{z}$ и скорость крена $ω_{x}$. В качестве органов управления рассматриваются руль высоты или его эквиваленты (стабилизатор, элевоны и т. п.), элероны или их эквиваленты (интерцепторы, флапероны, элевоны и т. п.) и руль направления. Управляемость летательного аппарата в этом случае характеризуют производными $\frac{\partial n_{y}}{\partial δ_{\textit в}}$, $\frac{\partial n_{z}}{\partial δ_{\textit н}}$, $\frac{\partial ω_{x}}{\partialδ_{\textit э}}$ (или максимальными значениями скорости крена $ω_{x_\ \!\! \textrm{\ max}}$ при максимальном угле отклонения $δ_{ \textitэ_\ \!\! \textrm{\ max}}$ элеронов). Здесь $δ_{\textit в}$, $δ_{\textit н}$ и $δ_{\textit э}$ – углы отклонения соответственно рулей высоты и направления и элеронов. Могут использоваться в качестве характеристик управляемости и интегральные показатели, например время достижения заданного угла крена. Этот показатель учитывает запаздывание в развитии скорости крена при отклонении элеронов.

Для пилотируемых летательных аппаратов, имеющих в системе управления электрогидравлические приводы и контуры автоматики, управляемость оценивается изменением параметров режима полёта при перемещениях $X_{\textit в}$, $X_{\textit н}$ и $X_{\textit э}$ соответственно рычагов управления рулями высоты и направления и элеронами: $\frac{\partial n_{y}}{\partial X_{\textit в}}$, $\frac{\partial n_{z}}{\partial X_{\textit н} }$ и $\frac{\partial ω_{x}}{\partial X_{\textit э}}$.

Во всех случаях, при исключительно механической проводке управления или при наличии приводов и контуров автоматики, важнейшими характеристиками управляемости пилотируемых летательных аппаратов являются изменение параметров режимов полёта на изменение усилий $P$, прикладываемых к рычагам управления: $\frac{\partial n_{y}}{\partial P_{\textit в}}$, $\frac{\partial n_{z}}{ \partial P_{\textit н}}$, $\frac{\partial ω_{x}}{\partial P_{\textit э}}$ (или $ω_{x_\ \!\! \textrm{\ max}}$ при $P_{ \textitэ_\ \!\! \textrm{\ max}}$).

Характеристики управляемости летательного аппарата, наряду с характеристиками динамической устойчивости, играют первостепенную роль в оценке летательного аппарата лётчиком, в возможности выполнения полётного задания в целом, поддержания того или иного режима полёта и выполнения необходимых манёвров, непосредственно сказываются на степени эмоциональной напряжённости лётчика и его утомляемости, в значительной степени влияют на безопасность полёта.

Излишняя чувствительность самолёта по перегрузкам и угловой скорости $ω_{x}$ к отклонениям рычагов управления и прикладываемым к ним усилиям недопустима в силу невозможности человека точно дозировать малые перемещения и усилия рук и ног. Высокая чувствительность самолёта в управлении в сочетании с его определёнными динамическими свойствами может служить причиной неустойчивости замкнутой системы самолёт – лётчик (раскачка самолёта лётчиком). С другой стороны, низкая чувствительность самолёта в управлении также неприемлема для лётчиков, т. к. требует от них значительных перемещений рычагов управления или приложения бо́льших усилий в процессе полёта.