В рамках выполнения НИР по расчетным исследованиям и летному эксперименту по улучшению аэродинамических характеристик легкого самолета ведется работа по подготовке опытного самолета к выполнению летного эксперимента. Входе эксперимента планируется выполнить регистрацию распределения давления в контрольных сечениях крыла для различных условий полета с применением бездренажных многоканальных датчиков давления.

В работе произведен обзор и исследования усовершенствованной системы управления и контроля, где в работе используется сокращения Battery management system (BMS), литий-ионных аккумуляторных батареи с помощью внедрения цифрового двойника (математической модели) с использованием метода математического прототипирования.

В настоящем исследовании разработана математическая модель одноосевого маятникового акселерометра для измерения нестационарных углов тангажа и крена моделей летательных аппаратов в аэродинамических трубах при наличии широкополосных вибраций. Предложены и апробированы методы определения основных параметров акселерометра. Математическая модель верифицирована результатами экспериментальных исследований с приложением к корпусу акселерометра нагрузки в форме ступенчатой функции.

    Предложена методика идентификации АДХ самолёта во всей области условий эксплуатации, включая большие углы атаки и штопор.

   Методика опробована на материалах испытаний на свободный штопор в вертикальной аэродинамической трубе и лётных испытаний двух самолётов различной категории. Выполнено сопоставление результатов идентификации с данными весовых испытаний, показано их достаточно хорошее соответствие друг другу.