Разработан комплексный метод определения аэродинамических характеристик маневренных самолетов с учетом отклонения органов управления креном, который основан на совместном использовании трубного эксперимента, полуэмпирического метода и модифицированного метода дискретных вихрей.

Разработаны приближенные соотношения для определения сопутствующего момента рыскания маневренного самолета с традиционными и "нетрадиционными" органами поперечного управления, полученные по результатам проведения физического моделирования в аэродинамических трубах.

Рассмотрен ряд реализованных проектов пассажирских самолетов, для которых определены значения показателя рациональности аэродинамической компоновки органов управления креном U. Установлены диапазоны изменения показателя U для различных групп пассажирских самолетов.

Рассмотрены особенности этапа концептуального проектирования, как ключевого этапа проектирования маневренного самолета.

Рассмотрены моменты крена и сопутствующие моменты рыскания, возникающие при использовании различных органов поперечного управления. Даны рекомендации по применению органов поперечного управления на больших углах атаки.

Определены значения статического показателя рациональности аэродинамической компоновки органов управления креном для маневренных самолетов, использующих "нетрадиционные" органы поперечного управления.

Разработаны приближенные соотношения для определения боковых моментов маневренного самолета при дифференциальном отклонении наплывов крыла, полученные по результатам проведения физического моделирования в аэродинамических трубах.

Приведены аэродинамические характеристики тонкого профиля с интерцептором, расположенным на нижней поверхности профиля. Рассмотрено влияние угла атаки и угла отклонения интерцептора на его аэродинамическую эффективность.

Представлены результаты экспериментальных исследований по изучению одного из путей улучшения эффективности поперечного управления самолетом на закритических углах атаки посредством использования интерцептора, установленного на нижней поверхности крыла. Проведен весовой эксперимент по исследованию влияния интерцептора на коэффициент нормальной силы прямоугольного крыла.

В качестве органа управления креном предложен интерцептор, расположенный на нижней стороне несущей поверхности. Проведен сравнительный анализ аэродинамической эффективности различных видов механизации тонкого профиля в широком диапазоне углов атаки.