Жизненный цикл летательного аппарата — совокупность взаимосвязанных во времени процессов последовательного изменения состояния летательного аппарата, начиная с исследования и обоснования создания летательного аппарата до снятия его с эксплуатации. Ж. ц. включает в качестве отдельных стадий исследование и обоснование разработки, разработку (проектирование, изготовление и испытания опытных образцов летательного аппарата), серийное производство летательного аппарата, его эксплуатацию, включая все виды ремонта. Разработка новой авиационной техники складывается из предварительных, проработок, разработки технической предложения (аванпроекта); эскизного проектирования и постройки макета в натуральную величину с полной компоновкой оборудования; рабочего проектирования — разработки рабочих чертежей будущих агрегатов и систем; постройки опытных образцов для лётных испытаний и образцов для проведения наземных прочностных и других испытаний; лётных испытаний.
После получения технического задания от заказчика КБ-разработчик, используя имеющийся научно-технический задел и научный прогноз совершенствования авиационной техники, а также выполнив испытания моделей в аэродинамических трубах, определяет облик будущего летательного аппарата — создаёт техническое предложение. Затем проводятся экспериментальные работы для подтверждения ранее принятых решений, уточняются отдельные параметры, расчётные характеристики и аэродинамическая компоновка летательного аппарата. Перечисленные работы сопровождаются обширными испытаниями в аэродинамических трубах и на стендах.
В процессе рабочего проектирования происходят конкретизация и детализация проекта. Методы автоматизирования проектирования и конструирования узлов и деталей позволяют не только решать вопросы обеспечения требуемой эффективности летательного аппарата, но и оптимизировать технологические решения.
Изготовленные опытные образцы летательного образования подвергаются всесторонним испытаниям для подтверждения выполнения заданных требований, необходимой надёжности, ресурса и оценки проекта. Серийное производство летательного аппарата включает подготовку производства и серийный выпуск летательного аппарата. Время эксплуатации летательного аппарата отсчитывается со дня поступления первых образцов летательного аппарата заказчику (покупателю) и заканчивается списанием последнего летательного аппарата данной модели, включая её модификации.

Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД) — ракетный двигатель, работающий на жидком ракетном топливе. Нашёл применение на различных ракетах и некоторых самолётах. По назначению различают ЖРД маршевые, корректирующие, рулевые, тормозные, стартовые, стабилизирующие, ориентационные. ЖРД бывают одно- и многократного использования, одно- и многократного включения, одно-, многорежимные и с регулируемой тягой.
ЖРД состоит из одной или нескольких основных камер, агрегатов подачи топлива, элементов автоматики, устройств для создания управляющих усилий и моментов, рамы, магистралей и вспомогательных устройств и агрегатов. Высокотемпературные газообразные продукты сгорания топлива, образующиеся в камере двигателя, разгоняются в реактивном сопле и истекают наружу, создавая реактивную тягу двигателя. Система подачи топлива ЖРД вытеснительная или насосная. В вытеснительной системе топливо подаётся в камеру путём вытеснения из баков газами, давление которых превышает давление в камере сгорания, в насосной системе подачи обычно применяется турбонасосный агрегат (ТНА). ЖРД с турбонасосными агрегатами бывают двух основных схем: без дожигания и с дожиганием генераторного газа а камере двигателя. ЖРД с дожиганием не имеют потери удельного импульса тяги, обусловленной приводом ТНА. В зависимости от назначения ЖРД могут иметь различные параметры; тягу — от десятых долей Н до несколько МН, удельный импульс тяги — примерно до 4,5 км/с для двух компонентных топлив и до 5 км/с для трехкомпонентных топлив.
Создание высокоэффективного надёжного ЖРД связано с решением ряда проблем. Необходимы рациональный выбор топлива и обеспечение совершенства рабочего процесса. Требуется устойчивая работа во всём диапазоне рабочих режимов без развития НЧ и ВЧ колебаний давления. Значительные трудности связаны с организацией охлаждения камеры двигателя, на которую воздействуют агрессивные продукты сгорания при температураx до 5000{{ }}К и давлениях до десятков МПа. Сложной задачей является создание надёжного турбонасосного агрегата для подачи топлива при давлениях до десятков МПа и расходах до нескольких т/с.
Схема ЖРД предложена К. Э. Циолковским в 1903. Первые ЖРД были разработаны и испытаны в США Р. Годдардом в 1922, в Германии Г. Обертом в 1929. Первые отечественные ЖРД ОРМ-1 и ОРМ разработаны и испытаны В. Л. Глушко в 1930—1931, ОР-2 и двигатель 10 разработаны и испытаны Ф. А. Цандером в 1931—1933. В 1942 лётчик Г. Я. Бахчиванджи совершил полет на первом советском реактивном самолете БИ с ЖРД тягой 10,8 кН. В 1943—1946 были проведены лётные испытания вспомогательного авиационного ЖРД, созданных под руководством Глушко. Во второй половине 40?х и в 50?е гг. за рубежом строились экспериментальные самолёты с ЖРД и опытные самолёты с комбинированными силовыми установками (ТРД + ЖРД). Однако широкого применения ЖРД в авиации не получил из-за большого удельного расхода топлива.

Жёсткий дирижабль — дирижабль, у которого неизменность формы корпуса обеспечивается жёстким каркасом. Клетки каркаса, образуемые стрингерами и шпангоутами, скреплены расчалками. С наружный стороны каркас покрыт обшивкой (матерчатой, из металлических листов или пластмассовых панелей). Внутри корпуса, в отсеках между главными (расчаленными) шпангоутами, размещаются 12—16 заполненных подъёмным газом баллонов из газонепроницаемого материала (так называем газовые мешки). Число их определяется условиями безопасности дирижабля («воздушной непотопляемостью»). Объём каждого баллона выбирается таким, чтобы при его повреждении утечка подъёмного газа могла компенсироваться сбрасыванием балласта или аэродинамической подъёмной силой Ж. д., летящего с соответствующим углом атаки. Снизу к каркасу корпуса Ж. д. крепится гондола. На корме размещаются крестообразно расположенные поверхности (планы) оперения.
Ж. д. строились объёмом от 20 до 240 тысяч м3 и использовались для военных целей в годы Первой мировой войны, для перевозки пассажиров и почты и выполнения экспедиционных задач в период между Первой и Второй мировыми войнами. Основные характеристики крупнейших построенных Ж. д. приведены в статье Дирижабль.
Достоинства Ж. д.: постоянство формы и размеров корпуса; деление газового пространства на независимые отсеки, обеспечивающее полёт летательного аппарата в случае опорожнения любого из отсеков; доступ в полёте ко всем жизненно важным узлам и системам; возможность замены двигателей и газовых баллонов без полного выпуска подъёмного газа из корпуса дирижабля; хорошая термоизоляция подъёмного газа, препятствующая резким колебаниям статической подъёмной силы.