功能敏捷性评估与影响因素研究

建立了现代高机动性能战斗机功能敏捷性仿真计算数学模型，并以Ｆ－１６战斗机为例，对其功能敏捷性尺度－－空战周期时间和相对能量状态进行了数字仿真研究。结果表明，不同初始飞行状态对飞机功能敏捷性有显著影响，改善和提高发动机性能，合理设计和选取飞机的控制系统和机动飞行中的操纵动作，将有利于发挥飞机敏捷性功能。     

战斗机敏捷性研究中的几个问题

就近年来战斗机敏捷性研究中的某些问题，如横向敏捷性尺度，敏捷性与飞行品质之间关系，大迎角下俯卸载尺度以及敏捷性战斗机的飞行控制系统一体化设计，进行了综合分析和讨论，并得出了结论：（１）横向敏捷性以空战效益的影响比俯仰和轴向敏捷性的影响大；（２）空战中下俯敏捷性与上仰敏捷性同样重要；（３）敏捷性与飞行品质之间存在着明显的相关性；（４）敏捷性战斗机在初始设计阶段，必须考虑飞机控制系统一体化设计。     

战斗机空战敏捷性管理系统研究

从战斗机敏捷性管理系统的飞行力学机理入手，分析了敏捷性管理系统的概念，比较了敏捷性管理系统与通常的迎角限制器各自的控制特点，讨论了敏捷性管理系统与转弯坡度及进入速度的关系，以一架第三代战斗机为例，计算并讨论其能量机动图。结果表明，敏捷性管理系统对速度消散率进行了限制，因而延缓了飞机迎角的增大，提出了飞机的持续机动能力，有利于战斗任务的完成。     

过失速下俯敏捷性及纵向控制效能需求研究

结合飞行安全和作战效能需求,对过失速战斗机的大迎角/过失速迎角下俯敏捷性指标及纵向控制效能需求进行了研究.为了满足飞行品质和过失速敏捷性指标要求,采用非线性动态逆方法设计了某推力矢量飞机快回路和慢回路飞行控制律.在此基础上,根据过失速下俯敏捷性和滚转敏捷性指标要求,对所需的最小俯仰推力矢量偏角进行了计算分析,所得结果对先进战斗机的设计有一定的参考价值.     

战斗机敏捷性评估方案及其对未来敏捷性战斗机设计的影响

本文的目的是介绍新型战斗机敏捷性评估方案并讨论评估方案对战斗机设计产生的影响，未来空战中要获胜就要求将飞机的机头，武器首先指出敌机，首先指向敌机就意味着具备了先敌发射的机会，全向攻击导弹（如AIM－9L）出现后，就对战斗机提出了指向－发射能力要求，指向敌机后全向攻击导弹可以从任意方向发射，其中包括飞机迎面遭遇情况，飞机速度较低时，未来战斗机可以利用它在较大过失速迎角（可达90°）下飞行的能力来提高其机头指向能力，未来过失速技术（PST）战斗机的操纵需要推力矢量动力装置和相应的操纵技术，它们使飞机具有了过失速机动能力，文章分析了战斗机的敏感性，并在大于和小于失速迎角这两个范围内评估了它对设计的影响，介绍了一些战斗机敏感性评估方案，在小于失速迎角范围内，用于表征俯仰敏捷性的参数有指向裕度（PM），相对能态（V／Vc)和作战循环时间（CCT），用于表征滚转敏捷性的参数有后向间隔距离（RSD），在大于失速迎角范围内，确定出的关键性能参数为迎角变化率能力，以较大的迎角变化率进入的过失速机动在发射位置具有更长的时间－这是一个性能优势，形成俯仰和偏航矢量控制功率需求设计曲线的假设前提是仅使用推力矢量就有可能实现过失速迎角下飞机的操纵，讨论了应用敏捷性（一般情况下和过失速情况下）方案对未来战斗机设计的影响。     

先进战斗机过失速机动大气数据融合估计方法

可控的过失速机动是先进战斗机超机动性能的重要标志，飞机飞行包线的扩大已超出传统的大气数据系统测量范围，可靠的迎角、侧滑角、总压、静压等飞行大气数据是制约先进战斗机过失速机动中飞行控制的关键因素。以中国推力矢量验证机为对象，基于过失速机动飞行试验的数据，开展大气参数估计与验证研究。结合过失速机动的时间与空间特性，研究了基于风速、地速、空速矢量和惯性姿态、导航参数的大气参数融合计算方法；针对过失速大迎角状态下飞机周围气流非定常、模型非线性导致的融合大气参数误差的复杂特性，进一步构建深度神经网络，对机动状态融合迎角、侧滑角的强非线性误差进行拟合。仿真和飞行试验表明：该方法可在大迎角飞行状态下实现主要大气参数的融合估计，过失速机动过程中融合迎角误差优于2.3°，融合得到的大气参数可为过失速大迎角机动飞行控制提供可靠的大气参数状态反馈。     

飞机瞬时敏捷性尺度计算研究

简要介绍了战斗机瞬时敏捷性尺度，即瞬时敏捷性尺度计算方法，给出了这些指标在量战斗机空战性能时的作用，并以国产某型机为例，对以上尺度进行了分析计算，结果表明，敏捷性尺度是反映飞机本体和动力系统，控制系统组合的综合能力，在飞机设计应对敏捷性，飞行器质及控制规律设计进行综合考虑。     

战斗机功能敏捷性三种评估方法

介绍了战斗机功能敏捷性的三种评估尺度－指向裕度，相对能量状态和空战周期时间，仿真计算了两架战斗机的功能敏捷性，对计算结果进行了分析比较，并讨论了初始飞行速、高度、发动机推力及翼载荷等因素对飞机功能敏捷性的影响。     

飞机敏捷性尺度计算方法研究

利用非实时，非线性六自由度仿真软件，对战斗机瞬态敏捷性评估中有关尺度的计算方法进行了探讨。仿真所用的数学模型包含了典型的数字式飞行控制系统，伺服作动器，大迎角气动特性及发动机推力与减速板阻力的动态模型，最后对扭转敏捷性，俯仰敏捷性和轴向敏捷性的计算方法分别给出了简要的研究结论。     

战斗机横向敏捷性评估与影响因素研究

建立了横向敏捷性的三个尺度－－ＴＲＣ９０，ＴＲＴ９０和ＴＡ的仿真计算模型和机动飞行中的操纵输入规律，并对具有现代飞行控制系统的Ｆ－１６飞机的横向敏捷性进行了数字仿真研究。结果表明：横向敏捷性尺度ＴＲＣ９０，ＴＲＴ９０，ＴＡ均是飞行高度、速度和迎角（过载）的函数，并对飞机横向敏捷性有显著的影响，飞机在高空低速下，以大过载机动飞行时，交获得较大的ＴＲＣ９０和ＴＲＴ９０。合理设计飞机飞行控制系统中的控制     

平尾尾容系数对飞机俯仰敏捷性的影响

研究了平尾容系数对飞机俯仰敏捷性尺度的影响，这些尺度包括加载／卸载时间，最大正／负过载变化率，最大上仰／下俯机运范围内的俯角速率，对比计算表明:较大的尾容系数可获得较高的俯仰敏捷性，而在同一容系数下，较大的平尾面积可比较大的平尾力臂获得更高的俯仰敏捷性。另外，平尾面积和平尾力臂的影响只有一定范围内最显著，故在设计时需进行综合考虑。     

关于飞机功能敏捷性尺度的计算

介绍了战斗机功能敏捷性尺度，即空战周期，动态速度转弯图，相对能量状态，指向余度及其计算模拟方法，给出了这些指标的衡量战斗机空战性能时的作用，并以Ｆ－１６及Ｍｉｇ－２９飞机为，具体的计算，模拟和分析，结果表明，必须用功能敏捷性的几个尺度才能完整地反映某架飞机的功能敏捷性，用功能敏捷性尺度测量了飞机本体和飞机控制系统组合的能力，且计算结果对操纵方案敏感。这一工作对我国新一代战斗机的空战性能评估具有一定     

飞机敏捷性与空空导弹攻击区综合研究

基于飞行力学与控制,导弹制导与攻击区,计算机仿真等理论和技术,针对飞机的三轴方向提出了一种敏捷性矢量的估算方法,建立了求解攻击区的弹道方程组,并利用二分法求解导弹攻击区,通过数值计算求得两种情况,（即无敏捷性载机地敏捷性目标,敏捷性载机对无敏捷性目标）下空空导弹攻击区,并对计算结果进行了分析,得出飞机敏捷性对导弹攻击区和影响规律和最优攻防策略,为空战决策和新型飞机的预研设计提供了参考。     

战斗机俯仰瞬态敏捷性与飞行品质关系研究

采用飞机纵向运动的非线性数学模型和线化模型分别进行数字仿真，确定俯仰瞬态的敏捷性尺度。结果表明在同样驾驶员操纵规律输入下，两种模型仿真获得的敏捷性尺度相当接近。然后采用线化模型来研究俯仰敏捷性与飞行品质的关系。最后导出了近似计算俯仰敏捷性尺度的公式。     

现代战斗机飞行力学问题的研究进展

阐述了现代战斗机研制中若干飞行力学问题研究现状,内容涉及敏捷性设计指南和空战敏感性管理系统,过失速飞行包线扩展和机动飞行,大迎角飞行控制律设计,推力矢量控制和准无尾飞行,大迎有特性分析方法－开环和闭环特性分支分析方法和大迎角飞行品质要求六个方面。研究结果显示出这些大迎角飞行力学领域最新发展趋势及其在现代战斗机研制中的作用地位。     

飞机俯仰敏捷性的数字仿真与模拟试验

借鉴国外研究飞机俯仰敏捷性机动的经验，选用了俯仰敏捷性评价尺度，确定了数字仿真用的数学模型以及操纵规律，具体计算某机在常规空战飞行高度和速度范围内的俯仰敏捷性，包括加到最大过载所需的时间和卸到零过载所需的时间，最大正过载变化率和最大负过载变化率及最大上仰和下俯机动范围内的俯仰角速率。最后在地面固基模拟器上进行俯仰敏捷性机动模拟试验，试验结果与数字仿真结果基本一致。     

先进战斗机的飞行控制计算机系统研究

 先进战斗机具有超声速巡航、隐身性、敏捷性和短距/垂直起降(STOVL)等技术特征。这要求先进战斗机不但在气动外形和推进系统与传统战斗机不同，而且还必须改善飞行控制系统的结构和功能。首先详细分析了F-22战斗机和联合攻击机（JSF）的飞行控制计算机系统组成和结构，并对它们的典型特征进行了分析。随后，根据中国目前的微电子工业技术和软件技术水平，探讨了研制适合中国的下一代战斗机飞控计算机系统的多项关键技术和发展思路。