Запропоновано спосіб вирішення задачі виходу літального апарата у точку початку атаки на наземну ціль у горизонтальній площині.

Запропоновано алгоритм вирішення задачі виходу літального апарата у точку початку атаки на наземну ціль у горизонтальній площині з узгодженням типу маневру з вимогами членів екіпажу. Алгоритм побудовано на прямому методі рішення задачі оптимізації за часом руху літака. Прямі та криві ділянки траєкторії вибрано як локально-оптимальні. Задачу оптимізації за постійної швидкості руху літака зведено до задачі оптимізації за мінімумом довжини траєкторії. Пряма лінія та крива з мінімальним радіусом забезпечують мінімальні довжини траєкторій між двома точками та у разі повороту на визначений кут відповідно. В алгоритмі передбачено можливість побудови маневру з кількістю ділянок траєкторії до п'яти. Перевантаження літака для розрахунку вважається постійним і рівним деякому еквівалентному, яке враховує як його максимально дозволене значення, так і можливість його реалізації за обмежений час. Пошук оптимальних параметрів проведено за допомогою ітераційного методу.

Досліджено та розраховано вплив поля збурених тисків під час польоту навчально-тренувального літака типу Л-39 на аеродинамічні похибки вимірювання висоти та швидкості польоту та на похибки запізнення тиску у трубопроводах системи повітряних сигналів.

Запропоновано методику оцінки значень показників засобів контролю та діагностування для рішення задачі їх комплексування у процесі побудови систем контролю та діагностування з раніше розроблених компонентів.

Запропоновано підхід щодо врахування втрат елементів сторін на етапах бойового застосування, на підставі чого визначено рекомендований час перебування вертольотів у зонах дії противника під час застосування авіаційних протитанкових керованих ракет по елементах групової цілі.

Досліджено питання оцінки точності розрахункового методу визначення похибок запізнення тиску систем повітряних сигналів літальних апаратів у порівнянні з експериментальними даними регресійним методом Вальда.

Наведено результати розрахунків коефіцієнта запізнення статичного тиску та поправок на запізнення тиску до висоти та швидкості польоту літака типу Су-27 за допомогою методики визначення газодинамічних параметрів. Показано результати розрахунків тиску в системі з різними геометричними параметрами, вибрано раціональні. Вимірювальна система повітряних параметрів із новими діаметрами трубопроводів має кращі інерційні характеристики. Одержані результати можна використовувати під час проведення модернізації літака для підвищення точності вимірювання параметрів польоту.

Розглянуто визначення та аналіз висотно-швидкісних характеристик з використанням теорії подібності. Розроблено методику ідентифікації та аналізу висотно-швидкісних характеристик на основі регресивних моделей, що дозволить зменшити об'єм льотних випробувань.

Запропоновано підхід до оцінювання впливу модульованої перешкоди станції оптико-електронного придушення на існуючі інфрачервоні головки самонаведення, розроблений на підставі алгоритмів математичного моделювання процесу самонаведення, експериментальних даних та з урахуванням основних параметрів і характеристик слідкуючих систем. Наведено аналітичні вирази, необхідні для оцінювання ефективності придушення засобів керування зброєю з інфрачервоним контуром наведення.

Використання блоку аеродинамічного управління в складі авіаційних бомб калібрів 500, 250 і 100 кілограмів забезпечує підвищення ефективного ураження нерухомих, у тому числі малорозмірних і захищених наземних цілей за рахунок усунення початкової помилки прицілювання й відхилень бомби від розрахункової балістичної траєкторії, викликаних різними факторами, що не враховуються при вирішенні завдання прицілювання.

Розроблено систему запуску газотурбінного двигуна (ГТД) вертольота, в якій управління комутатором безколекторного двигуна постійного струму (БДПС) здійснюється за допомогою цифрового блоку з cінусоїдальним законом широтно-імпульсної модуляції (ШІМ). В результаті знижуються амплітуди вищих гармонік в напрузі живлення БДПС і з системи запуску виключається дискретна силова ланка, що регулює постійну напругу на вході комутатора, що покращує ККД і знижує електромагнітні перешкоди. Одержано передавальну функцію комутатора БДПС, система управління якого реалізує закон синусоїдальної ШІМ. У ній, на відміну від відомих уявлень, врахована дискретність системи в широкому діапазоні регулювання. Запропоновано рекомендації з налаштування регулятора системи на кінцеву тривалість процесу запуску ГТД.

Для системи запуску авіадвигуна військово-транспортного літака, в якому живлення асинхронного стартер-генератора здійснюється від автономного інвертора з синусоїдальним законом широтно-імпульсної модуляції вихідної напруги, запропоновано пристрій корекції форми сигналу помилки системи під час перехідного процесу. Внаслідок цього досягнуто зниження амплітуд вищих гармонік в спектрі вихідної напруги автономного інвертора, що призводить до підвищення коефіцієнта корисної дії (ккд) системи запуску і знижує електромагнітні завади.

Запропоновано засіб компенсації пульсацій струму, напруги живлення та проти-ерс безколекторного двигуна постійного струму для систем електроприводів гвинтів квадрокоптеру. Одержано умову компенсації пульсацій за результатами контролю їх похідних, що призводить до зниження втрат потужності в електродвигуні та підвищує час використання енергетичного ресурсу акумулятора. Знайдено умови субгармонійної стійкості контуру струму системи електроприводу з ланцюгами компенсації пульсацій.

З урахуванням специфіки режиму запуску військово-транспортного літака запропоновано його стартер-генератор виконувати на основі асинхронного двигуна змінного струму з модульним принципом регулювання частоти обертання. Система управління, що пропонується, має канали регулювання частоти та напруги живлення електродвигуна. Це дозволяє досягти оптимального співвідношення між динамічними та енергетичними характеристиками системи електроприводу. В результаті аналізу процесі в взамкнених контурах напруги та частоти знайдені умови, які за допомогою функціонального перетворювача дозволяють підтримувати рівність між відносними значеннями частоти та напруги при постійному моменті навантаження, що забезпечує мінімальні втрати потужності в електродвигуні.

Для управління позиціонуванням робочого органу, який виконує поступальний рух в процесі відпрацювання відповідних команд бортового комп'ютера літального апарату, запропоновано триконтурну систему з контролем споживаного струму, швидкості руху і заданого положення. На основі модульного оптимуму знайдено умови забезпечення мінімальної похибки позиціонування в перехідному і усталеному режимах.

В триконтурній системі лінійного електроприводу, робочий орган якого реалізує поступальне переміщення при виконанні команди бортового комп'ютера літального апарату, врахований вплив пульсацій широтно-імпульсного перетворювача постійної напруги на процес позиціонування. З умови кінцевої тривалості процесу позиціонування синтезовано цифровий регулятор головного контуру системи і запропонована його реалізація у вигляді рекурсивного цифрового фільтру.

Проведено порівняння параметрів перехідних характеристик оптимізованою за модулем передавальної функції замкненого контуру струму системи позиціонування без та з урахуванням глибокої широтно-імпульсної модуляції напруги живлення лінійного електродвигуна. Встановлено їхню суттєву відмінність за швидкодією, перерегулюванням, статичною похибкою. Запропоновано методику оптимізації за критерієм швидкодії контуру струму, яка дає змогу реалізувати його перехідну характеристику протягом кінцевого числа інтервалів комутації широтно-імпульсного перетворювача. Виконано синтез цифрового регулятора контуру струму, що дає змогу реалізувати його перехідну характеристику без перерегулювання протягом кінцевого числа інтервалів комутації.