Зліт та посадка є одними з найбільш складних і потенційно небезпечних режимів польоту. Динамічні характеристики зльоту та посадки відрізняються від динамічних характеристик основних режимів польоту. Вимоги, що висуваються літаку, виходячи з вимог польоту на великих швидкостях та великих висотах польоту, суперечать вимогам, обумовленим необхідністю забезпечення прийнятних злітно-посадкових характеристик.

Дослідження злітно-посадкових характеристик обумовлені значною нестаціонарністю режимів з великою зміною параметрів літака, нелінійним характером аеродинамічних характеристик літака на великих кутах атаки, проявленням перехресних зв’язків поздовжнього та бокового рухів літака.

Для дослідження злітно-посадкових характеристик використовують три групи методи: польотні випробування, експеримент в аеродинамічній трубі, чисельні методи. Польотні випробування є найбільш достовірним методом для отримання значень аеродинамічних сил, проте на практиці такі експерименти несуть суттєву небезпеку, значні грошові та часові витрати. Експеримент в аеродинамічній трубі дозволяє в значній мірі знизити грошові витрати та не несе ризиків для життя екіпажу.

З розвитком комп’ютерної техніки стало можливим використання третього підходу, чисельних методів. Порівняно з іншими методами він є найбільш ефективним. Використовуючи метод скінченних елементів, побудова моделі займає невелику кількість часу та дозволяє отримати дані з достатньою для вирішення практичних задач точністю.

Для дослідження злітно-посадкових характеристик з моделюванням перехідного процесу зміни конфігурації літака використано універсальну програмну систему скінчено-елементного аналізу ANSYS Fluent. Для визначення аеродинамічних характеристик побудовано неструктуровану розрахункову сітку в автоматизованому режимі. Зокрема, розглянуто геометрію основного та переднього шасі при його прибиранні, при чому рухається як стійка з колесами, так і стулка. Для даного перехідного процесу розглянуто щонайменше п’ять точок, для кожної з яких доводиться будувати сітку і для яких визначено залежність зміни аеродинамічних коефіцієнтів (підіймальної сили, сили лобового опору) від положення стійки. Проміжні значення аеродинамічних характеристик отримані інтерполяцією.  Використано модель турбулентності Ментера (k-ω SST), як достатньо універсальну при безвідривному обтіканні та помірних областях відриву потоку. Розрахунок проведено на другому порядку точності.

Отримані результати  на попередньому етапі представляємо у вигляді таблично заданої функції кількох аргументів. Використовуючи заздалегідь відомі дані аеродинамічних характеристик при різних кутах атаки, до яких додаємо значення з отриманої вище функції, будуємо модель літака. Для дослідження впливу перехідного процесу зміни конфігурації літака на злітно-посадкові характеристики розглянемо динаміку руху літака у вигляді диференційних рівнянь. Літак при цьому розглядається як матеріальна точка. В створеній моделі літака моделюємо перехідний процес випуску та піднімання стойок шасі, керування яким відбувається за часом. Час заздалегідь відомий і вказаний у вхідних даних.

Безпосередній розрахунок льотних характеристик виконується методом чисельного інтегрування диференційних рівнянь в середовищі MATLAB. На основі розрахунку будуємо графіки залежностей швидкості від часу, що дозволяє нам провести аналіз впливу перехідних процесів зміни конфігурації на злітно-посадкові характеристики.