26 августа 1978 года, был организован официальный показ самолета XFV-12A, после чего начались его наземные испытания. Облет самолета был перенесен на 1978 год, а затем на 1979 год. Однако самолет так и не взлетел, а в 1981 году была завершена вся программа XFV-12A. В 1971 г командование военно-морской авиации США объявило конкурс на разработку сверхзвукового самолета короткого (или вертикального) взлета и посадки, способного базироваться на кораблях водоизмещением 15000 т. Эти небольшие корабли поступают на вооружение ВМФ США с 1978 г. и предназначены для обеспечения превосходства в воздухе в зоне действия флота. В конкурсе приняло участие шесть фирм, которые представили новые проекты или усовершенствованные варианты уже существующих западноевропейских самолетов (Harrier и VAK-191B). Несмотря на довольно большой выбор, ни с одной из фирм не был заключен договор на проведение дальнейших работ. В этой ситуации фирма North American Rockwell существенно изменила свой проект и вновь представила его командованию военно-морской авиации. В конце 1972 г. проект был принят и получил воинское обозначение XFV-12A.
В январе 1973 г. фирма заключила контракт на проектирование, строительство и летные испытания двух опытных образцов. Спустя месяц поступило сообщение, что аналогичный контракт был заключен командованием военно-морской авиации с фирмой General Dynamics. Один из этих самолетов после сопоставительных летных испытаний предполагалось запустить в производство, однако позднее программа фирмы General Dynamics была аннулирована.
В соответствии с графиком работ на строительство первого опытного образца отводилось 18 мес. Летные испытания должны были начаться в октябре 1974 года с нормального взлета, а в январе следующего года планировалось осуществить вертикальный взлет. В 1975 году срок облета первого опытного образца был перенесен на 1976 год, а затем на 1977 год. Строительство самолета было завершено лишь в августе 1977 года. www.airwar.ru/enc/xplane/xfv12.html
На снимке Rockwell XFV-12:

26 августа 1979 года, состоялся первый полет истребителя Су-27 (Т10-3) с двигателями АЛ-31Ф;
www.sukhoi.org/dates/?date=08-26
На снимке Су-27 (Т10-3):

26 августа 1988 года, катастрофа самолёта Ан-2П.
Экипаж выполнял аэровизуальный полет по заявке Ленского бассейнового территориального управления по регулированию использования и охране вод, с целью определения источников загрязнения вод по маршруту Маган – Жатай – Сангар – Жиганск – Джарджан – Булун – Тикси – Маган. Экипаж произвел взлет днем в ПМУ в аэропорту Жиганск и направился в район реки Джарджан. На борту находилось два представителя заказчика. Взлетная масса и центровка ВС не выходили за установленные пределы. Воздушная и метеорологическая обстановка не препятствовали выполнению полета.
Полет выполнялся над рекой Лена на высоте 100м со снижениями до 50м для осмотра проходящих судов. На обратном пути в аэропорт Жиганск удалении от него 70км КВС дал указание второму пилоту произвести предварительный расчет полета по маршруту Жиганск – Сангар, тем самым полностью отключив его внимание от контроля за пространственным положением ВС и выдерживанием заданной высоты.
Выполняя указание КВС, второй пилот в дальнейшем занимался только оформлением полетной документации. В последние минуты полет проходил на высоте не более 60м. Затем КВС, не меняя режима работы двигателя, перевел самолет в набор высоты с вертикальной скоростью 0,5м/с, после чего отвлекся от пилотирования, наклонившись ко второму пилоту с целью контроля его работы. В момент наклона КВС непроизвольно отклонил штурвал вперед и вправо. Самолет перешел на снижение и, имея правый крен и незначительный угол пикирования, столкнулся с водной поверхностью реки Лена, близ н.п.Кыстатыам, Якутская АССР, ударившись затем об дно. Экипаж и находившийся в кабине служебный пассажир выбрались наружу через разбитый фонарь. Пассажир, находившийся в салоне, не смог открыть дверь и утонул вместе с самолетом.
Основной причиной катастрофы самолета явилась непроизвольная отдача штурвала на снижение вследствие отвлечения внимания КВС от пилотирования на предельно малой высоте, что привело к столкновению самолета с водной поверхностью.

26 августа 1988 года, катастрофа самолёта Л-410М.
Экипаж выполнял заказной рейс по заявке Заполярной ГРЭС (п.Куйга) по маршруту Батагай – Маган – Ленск – Киренск – Иркутск. При установлении связи с диспетчером подхода аэропорта Иркутск экипаж не доложил о приеме информации аэронавигационной службы (АТИС), а диспетчер не потребовал от экипажа прослушать ее и доложить об этом. После пролета ДПРМ борт был передан диспетчеру круга, который также не потребовал доклада о получении информации АТИС. На эшелоне перехода, в СМУ, в нарушение НПП ГА–85, экипаж не произвел установку давления на барометрических высотомерах на давление аэродрома и не доложил об установке давления аэродрома диспетчеру.
В результате показания отличались от истинной высоты на 510м. По команде диспетчера круга экипаж продолжил снижение до 900м, выполнил третий разворот, занял 700м и продолжил полет к четвертому развороту, доложив об этом диспетчеру. Через 2с после доклада самолет задел верхушки деревьев. Экипаж дал двигателям взлетный режим, но через 114м произошло лобовое столкновение со стволом дерева диаметром 35см. Самолет, снижаясь по прямолинейной траектории и продолжая сталкиваться с деревьями, разбился и частично сгорел в 312м от точки первого столкновения с препятствиями. Все, находившиеся на борту, 4 человека погибли.
Катастрофа произошла в 21км от аэропорта с превышением над его уровнем в 190м. На момент катастрофы продолжительность работы экипажа составляла 15 часов 26 минут.

26 августа 1990 года, самолет Су-27 принят на вооружение. www.sukhoi.org/dates/?date=08-26
Аналогичный пост размещал 23 августа. Но официальный сайт фирмы Сухого утверждает иное.

26 августа 1993 года, катастрофа самолёта Л-410УВП, аэропорт Алдан.
Взлетная масса превышала допустимую на 623кг. Полет проходил без отклонений. К моменту захода на посадку масса превышала максимально допустимую посадочную на 550кг, а центровка составляла не менее 35,6% САХ, что значительно превышало предельно заднюю (около 400кг багажа общим весом 687кг было размещено в хвосте).
Экипаж выпустил закрылки на 18º, что потребовало незначительной перебалансировки самолета. Пролет БПРМ был выполнен на режиме малого газа и на скорости полета 200км/ч с вертикальной скоростью 4,8м/с с углом тангажа 6,6º на высоте 68,7м (на 31,3м ниже установленного). Через 8с на скорости 189км/ч на режиме малого газа экипаж приступил к довыпуску закрылков на 42º. Самолет начал интенсивно кабрировать. КВС отклонил руль высоты полностью от себя до упора, удерживая его в этом положении в течение последующих 20с полета. Скорость полета продолжала интенсивно уменьшаться, а кабрирование увеличиваться.
Экипаж принял решение об уходе на второй круг, перевел двигатели на взлетный режим и убрал шасси и закрылки. Однако угол тангажа продолжил увеличиваться, а скорость падать. Достигнув угла тангажа 42,5º, на скорости 52км/ч самолет свалился на левое крыло. Столкновение с землей произошло с утлом тангажа 5,1º при левом крене 21º с вертикальной скоростью около 12м/с на удалении 273м от входного порога ИВПП и левее оси ВПП 160м. Самолет полностью разрушился. Погибли 24 человека.

26 августа 1995 года, совершил первый полет первый самолет F-16C (Block 30) оснащенный системой 25 MegaPixel. В США проводились работы по созданию разведывательной версии F-16. Для этих целей была разработана специальная система LMTAS' MMSA (Multi-Mission Sensor & Avionics). Оптическая система входящая в состав контейнеров разработана на базе электронной камеры KS-87 и способна создавать изображения размером 4 Мб (256 оттенков серого) записываемые на магнитный носитель (DCRsi-240R фирмы Ampex) способный вместить 12000 электронных фотографий или 1 час видео. Система так же записывает показания РЛС и данные навигационных приборов. www.airwar.ru/enc/fighter/f16cd.html
На снимке General Dynamics F-16C Fighting Falcon (401):