Дисертацію присвячено розробці методики та розрахунку аеродинамічних характеристик несучих систем літальних апаратів із співосними гвинтовими рушіями. В роботі знаходить свій подальший розвиток метод дискретних вихорів із замкнутою вихровою рамкою як дискретною особливістю. Досліджено поля швидкостей, індуковані гвинтовими рушіями, вплив струменів від гвинтових рушіїв на аеродинамічні характеристики крила, мотогондоли, оперення в сліді. Досліджено вплив на моментні характеристики літака зміни режиму роботи гвинтових рушіїв, відхилення механізації крила, наближення до поверхні розділу, наявності ковзання.

Предложены разработанные на основании анализа экспериментальных данных эмпирические формулы для расчета частных производных коэффициентов шарнирных моментов органов управления с осевой, роговой и серво-компенсациями по углам атаки (скольжения) стабилизирующих поверхностей и углам отклонения органов управления и их сервоповерхностей. Изложены условия, которые определяют диапазон применимости этих формул по углам атаки (скольжения) стабилизирующих поверхностей и углам отклонения органов управления и их сервоповерхностей. Предложен способ построения нелинейных участков зависимости коэффициента шарнирного момента органа управления от угла атаки (скольжения) стабилизирующей поверхности.

Изложена процедура, позволяющая определять сочетание осевой, роговой и серво-компенсаций органов управления турбовинтовых самолетов и значения относительных площадей этих аэродинамических компенсаций на этапе предварительного проектирования. Значения относительных площадей аэродинамических компенсаций рекомендовано определять из следующих условий: невыход контура носка органа управления за контур профиля несущей поверхности (осевая компенсация); равенство нулю угла наклона зависимости коэффициента шарнирного момента органа управления от угла атаки или угла скольжения несущей поверхности (роговая компенсация); получение потребных значений угла наклона зависимости коэффициента шарнирного момента органа управления от угла его отклонения (кинематическая сервокомпенсация); обеспечение максимального угла отклонения органа управления (пружинная сервокомпенсация и серворулевая компенсация).

Изложены формулы для расчета зависимостей относительной площади горизонтального оперения турбовинтового регионального самолета от его центровки, позволяющие достаточно корректно учесть влияние работающих турбовинтовых двигателей на продольные аэродинамические характеристики самолета. Вывод формул основан на рассмотрении требований к критерию продольной статической управляемости самолета по перегрузке и требований к продольной балансировке самолета. Путем анализа полученных формул определены основные расчетные случаи, которые рекомендуется рассматривать при расчете граничных линий на этапе предварительного проектирования турбовинтового регионального самолета.