Разработана математическая модель пробега самолета после посадки для определения оптимального угла отклонения носового колеса в зависимости от скорости. Учтены combined slip, формула Пасейки, WLF-зависимость жесткости и перераспределение нагрузки по правилу моментов. Получена зависимость SAopt(V), формирующая закон управления носовой стойкой при торможении.

В данной работе рассматривается система регулирования беспилотного летательного аппарата самолётного типа. Основной особенностью рассматриваемой системы регулирования является использование регуляторов углов тангажа, крена и рысканья в качестве основных вычислительных блоков, формирующий необходимые углы отклонения управляющих поверхностей.

В работе с помощью экспериментально полученых амплитудно-частотных и фазово-частотных характеристик идентифицируется линейная  динамическая модель сервопривода FS90MG. 

Разработан и валидирован нелинейный панельный метод на основе метода дискретных вихрей для расчёта аэродинамических характеристик динамически подобной свободнолетающей модели. Метод позволяет оценивать как статические, так и динамические характеристики, учитывая нелинейность путём итерационного вычисления эффективного угла атаки для несущих поверхностей.

Выполнено сопоставление аэродинамических характеристик треугольных в плане крыльев со звуковыми передними кромками: крыла с плоской нижней поверхностью, крыла с конически деформированной нижней поверхностью и Λ‑волнолёта. Исследование проведено в рамках линейной теории, теории косых скачков уплотнения, уравнений Эйлера, описывающих движение невязкого нетеплопроводного газа. Установлено превосходство крыла с оптимальной круткой по значениям аэродинамического качества.

Работа основана на методике выбора оптимальных параметров БПЛА самолётного типа с неподвижным крылом на этапе концептуального проектирования посредством применения уравнения существования с использованием дифференциального эволюционного алгоритма оптимизации с применением штрафных функций и численного математического моделирования.

В работе предложен подход к оценке тяги воздушного винта БПЛА по данным летных испытаний с учетом взаимодействия винта и планера. Метод основан на совместном использовании телеметрии, аэродинамических характеристик планера и CFD-моделирования. Показано, что учет установочного эффекта повышает точность определения тяги винта.

В работе проведено расчетное исследование характеристик и физических особенностей обтекания двух вариантов пакета овально-треугольных воздухозаборников при различных числах Маха. Результаты численного моделирования сравниваются с данными, полученными в аэродинамической трубе.

При дозвуковом обтекании стреловидного крыла с корневым наплывом на больших углах атаки над его верхней поверхностью развиваются вихревые структуры. Характер взаимодействия данных вихрей с вертикальным оперением зависит от угла развала килей, что непосредственно отражается на боковой устойчивости летательного аппарата на различных режимах полета. Целью данной работы является исследование влияния развала килей на характеристики поперечной и путевой устойчивости.