Освещена история создания истребителя Р-39 "Аэрокобра" - первой серийной машины новой американской авиастроительной фирмы "Белл Эркрафт Корпорэйшн в Буффало, Нью-Йорк", контракт на разработку которой был подписан в 1935 г. Даны материалы о применени его "ранних" моделей Р-39К, L и M советскими ВВС в боях над Кубанью в годы Великой Отечественной войны. Рассмотрены особенности конструкции и летно-технические характеристики самолета, пути поставок в СССР. Изложена хроника боевых действий авиаполков ВВС РККА и ВВС ВМФ. Приведены подробные чертежи самолета в масштабе 1:48, а также его схемы и карты. Впервые рассмотрена специфика самолетов советских ассов А.И. Покрышкина, Б.Б. Глинки, В.М. Дрыгина.

Розглянуто основні недоліки вітчизняних систем наведення з метою визначення перспективних напрямів розвитку сучасних радіоелектронних систем самонаведення винищувачів на повітряні цілі в цілому та побудови оптимальних алгоритмів управління винищувачами.

Предложено для описания процесса выбора параметров перехвата при неоднородной и размытой входной информации использовать алгебраическую аппроксимацию в виде продукционных правил, задающих требуемые динамические отображения. Разработан метод описания элементов системы поддержки принятия решений при назначении воздействий истребителями на основе алгебраической аппроксимации логико-лингвистической модели выбора параметров планируемого перехвата алгебраической моделью.

Представлена методика автоматизированного расчета оптимальной траектории пролета воздушных объектов по критерию минимума вероятности обнаружения.

Проаналізовано позитивні та негативні властивості методів наведення, які слід враховувати за конкретних умов, їх переваги і недоліки щодо реалізації в автоматизованих системах, а також у перспективних системах підтримки прийняття рішень.

Проанализированы действия лица, принимающего решение, на автоматизированном командном пункте с целью оценки общего времени принятия решений при назначении истребителей на воздушные цели.

Розглянуто завдання синтезу алгоритму автоматичної стабілізації винищувача з урахуванням дотримання вимог безпеки польотів як частину загального завдання створення інформаційного інтерфейсу льотчика-винищувача. Запропоновано використання методу моментів апріорного статистичного аналізу для врахування імовірнісних обмежень відносно синтезу алгоритму автоматичної стабілізації методом аналітичного конструювання оптимальних регуляторів.

Рассмотрено обоснование правил определения целесообразных параметров планируемого перехвата при нечетком описании прогнозируемой воздушной обстановки и действий воздушной цели противника.

Розглянуто підхід щодо визначення найбільш переважних параметрів, що впливають на вибір методу наведення винищувача на повітряну ціль, на підставі постановки експертизи та обробки експертних даних. Одержані за результатами обробки значення компонентів функції приналежності множині параметрів, що впливають на визначення доцільного методу наведення винищувача на повітряну ціль, дозволяють упорядкувати її елементи за рівнями їх недомінування.

Розроблено математичну модель контуру стабілізації винищувача за курсом у просторі станів для системи самонаведення винищувачів. Проаналізовано адекватність розробленого алгоритму самонаведення шляхом моделювання на ЕОМ процесу управління боковим рухом винищувача.

Проаналізовано існуючі авіаційні бортові РЛС літаків-винищувачів четвертого покоління, які стоять на озброєнні авіації Повітряних сил України. Виявлено недоліки у ході роботи на високих і середніх частотах повторення зондувальних сигналів і указано пропозиції до їхнього усунення.

Встановлено зв'язок між показниками помітності і основними параметрами планера, силової установки літака-винищувача для вирішення проблеми раціонального розподілу складових злітної маси літака по рівнях захисту на етапі передескізного проектування. Виявлена залежність показника інфрачервоної помітності від показника радіолокаційної помітності дозволяє по заданих геометричних параметрах літака і рівнях його помітності одержати необхідні параметри силової установки. Рівняння, що пов'язує ці показники, доповнює рівняння існування літака у вигляді обмеження можливості створення літака з заданим рівнем помітності.

Запропоновано варіант синтезу управляючої функції для наведення винищувачів по методу паралельного зближення у просторі станів різницевих параметрів. Надано структуру алгоритму зовнішнього контуру управління винищувачами, що діють у складі групи.

Розглянуто питання самонаведення винищувача в зону застосування зброї, який розташований в групі (бойовому порядку) винищувачів із застосуванням простору станів різницевих параметрів. Представлено рівняння самонаведення винищувача по курсу в горизонтальній площині для радіоелектронної системи управління.

Розглянуто удосконалену методику розрахунків із визначення потрібних нарядів бойових авіаційних комплексів для ураження за заданим типом одиночних, групових (площинних) об'єктів противника різними авіаційними засобами ураження, яке відрізняється від відомих значно меншими потрібними витратами часу на одержання результату.

Наведено результати експерименту по встановленню причин розвитку корозії на силових елементах кілів літаків типу МиГ-29.

Синтезовано рівняння управління винищувачами по швидкості в горизонтальній площині для самонаведення групи винищувачів в зону застосування зброї. Представлено математичну модель контуру групування винищувачів із урахуванням швидкості у просторі станів різницевих параметрів для перспективної радіоелектронної системи самонаведення.

На основі аналізу різних визначень стійкості функціонування запропоновано математичну формалізацію забезпечення функціональної стійкості процесів навігації та управління рухом літальних апаратів на базі інтелектуалізації пілотажно-навігаційного комплексу перспективного літака-винищувача.

На основі принципів оптимізації ергатичних систем, системно-антропоцентричного підходу, порівняльного аналізу особливостей виконання функцій керування льотчиком та автоматичною системою в замкнутому інформаційно-керуючому контурі винищувача, запропоновано методику удосконалення інформаційного забезпечення льотчика на граничних режимах польоту винищувача. В основу методики покладено метод послідовної оптимізації ергатичних систем, застосування якого, дозволить синтезувати інформаційний інтерфейс льотчика за умови мінімуму його психофізіологічної напруженості.

При многовариантных проработках компоновок самолетов боевой авиации перед разработчиком поставлена задача удовлетворения заданным тактико-технических характеристикам при максимально возможном снижении уровня всех видов заметности, в том числе, инфракрасной. Показана формальная связь радиолокационной и инфракрасной заметности, что позволяет по заданным геометрическим параметрам самолета и уровне его заметности получить необходимые параметры силовой установки, а также решить обратную задачу.