先進戰鬥機專刊-意昂3代理

關於未來戰鬥機發展的若幹討論

楊偉

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24377

2020, (6): 524377-524377.

摘要

近年來🙆，在第四代戰鬥機陸續批量服役和大國競爭的背景下，關於戰爭形態演變以及四代後戰鬥機如何發展的討論絡繹不絕🧙🏽‍♂️🦧。本文回顧了戰鬥機"代"的起源和跨代發展的驅動因素，概述了空戰觀察（Observe）〽️、判斷（Orient）🍭、決策（Decision）、行動（Act）（OODA）環的演進歷程👱🏽，並提出了OODA 3.0的內涵。闡述了機械化、信息化、智能化發展的依托與躍升關系，就自主性、有人🥕🚸、無人🧚🏿‍♀️，強平臺、體系🐩、分布式作戰運用的辯證關系🚢🧘🏿‍♂️，以及敏捷高效的研發模式等進行了討論。

戰鬥機推力矢量關鍵技術及應用展望

王海峰

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24057

2020, (6): 524057-524057.

摘要

戰鬥機推力矢量技術可極大地擴展戰鬥機使用包線，提升飛行安全性📞，增強飛機作戰能力🤑，是航空領域的重要關鍵技術👮🏻，是先進戰鬥機的典型標誌之一。該技術涉及氣動、進排氣、發動機和飛行控製等多個領域👨‍🦰，其綜合實現是一項跨領域、緊耦合🫸🏼、高風險的系統工程🧑‍🤝‍🧑。本文回顧了戰鬥機推力矢量技術的發展歷程👃🏽，分析了關鍵技術體系，結合中國首架軸對稱推力矢量驗證機的工程實踐，闡述了大迎角內外流氣動設計👩‍🎤、推力矢量發動機✯、綜合飛/發控製和戰鬥機過失速機動飛行驗證等關鍵技術，展望了推力矢量技術對作戰效能的貢獻及未來的應用方向。

先進戰鬥機氣動彈性設計綜述

李秋彥, 李剛, 魏洋天, 冉玉國, 吳波, 譚光輝, 李焱, 陳識, 雷博淇, 徐欽煒

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23430

2020, (6): 523430-523430.

摘要

中國新一代戰鬥機的研發引領了飛機設計領域各項技術的創新和發展。針對研製總要求和任務特殊性🎅，中國航空工業成都飛機設計研究所氣動彈性專業建立了精益氣動彈性設計與驗證技術體系。基於多學科優化設計流程，開展了旨在提高飛機氣動彈性品質的關鍵技術攻關、氣彈優化設計和分析工作。完成了考慮含全動翼面結構非線性的全機動力學特性地面試驗、亞跨超聲速顫振模型風洞試驗和氣動彈性飛行試驗驗證。在較短的研發周期內，成功實現氣動彈性設計目標，為新一代戰鬥機的成功研製提供了技術保障🥪。描述了該飛機氣動彈性設計歷程、主要技術工作以及在此基礎上取得的技術進步、能力提升以及具有研究所特色的氣動彈性設計知識工程建設。

新一代戰鬥機非定常流動數值研究綜述

肖誌祥, 崔文瑤, 劉健, 羅堃宇, 孫元昊

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23451

2020, (6): 523451-523451.

摘要

新一代戰鬥機強調超機動能力和強隱身性🫂，其中大攻角下的靜態失速、動態失速及內埋彈倉繞流是與高機動和強隱身密切相關的✋🏽、極具挑戰的幾類典型的非定常流動👨‍💻，它們對數值方法提出了極高的要求🕛。為了高精度地仿真流場、清楚地揭示流動機理🏇，有效地控製非定常流動，非常有必要發展高精度且高效率的RANS-LES混合方法體系，包含RANS-LES混合方法本身、與RANS-LES混合方法匹配的高精度自適應耗散格式、基準湍流模式、高質量計算網格、高精度時間推進方法、非定常量的統計方法等，具有極強的緊迫性🙆‍♀️。提出、發展🏋️‍♂️、驗證並應用該類方法數值仿真新一代戰鬥機（包括單獨部件、組合體、甚至全機）的非定常流動🔥，數值預測結果與風洞實驗數據吻合良好；此類方法可為新型戰鬥機設計提供理論依據和分析手段。

飛機戰傷搶修評估與設計方法綜述

祖光然, 裴揚, 侯鵬

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23455

2020, (6): 523455-523455.

摘要

飛機戰傷搶修（ABDR）是提高飛機生存力與作戰能力的重要手段之一🫶🏼，開展戰傷搶修技術研究覆蓋飛機全壽命階段。回顧了戰傷搶修研究的歷史和現狀🙍🏽‍♂️🫵🏽，分別從戰傷評估、戰傷搶修設計🛋、戰場維修與保障等3方面總結了戰傷搶修體系要點，重點綜述了戰傷搶修預評估技術、戰傷現場評估技術、戰傷搶修設計準則與原則、戰傷搶修設計與評價方法🧑🏻‍🦯‍➡️、戰場快速維修技術、戰場保障方法等方面的理論與研究進展👩🏼‍🎨。在此基礎上，針對未來體系對抗與智能化作戰環境🫧，結合目前戰傷搶修需求，提出了包括先進材料結構飛機戰傷搶修技術↪️、直升機戰傷搶修技術、飛機戰傷評估智能技術等戰傷搶修技術研究需要關註和解決的問題👇🏿。

先進戰鬥機強度設計技術發展與實踐

張立新, 鐘順錄, 劉小冬, 付煥兵, 兌紅娜, 劉棟梁, 敬祿雲, 牟彬傑, 石上路

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23480

2020, (6): 523480-523480.

摘要

新一代先進戰鬥機對機體平臺的要求可以總結為輕重量、長壽命、多功能以及高承載🫘。實現這個目標，除了材料與製造（新材料、新工藝👺、新結構/裝配）的貢獻🧍‍♀️，主機所強度設計/分析/驗證技術也必須提升以適應先進戰鬥機的研製要求🛌🏿。本文闡述了強度設計團隊圍繞結構完整性要求🦵🧑🏿‍🍳，近年來在結構強度設計/分析/驗證方面的研究成果、技術發展與設計實踐，主要包括：面向新一代戰鬥機強度設計與驗證的規範架構🧇，基於多維包線的結構載荷篩選技術🕗，基於統一模型的全機內力分析技術，復合材料整體化結構分析技術🌝，高精度快速細節應力分析技術，內埋武器艙預緊艙門原理與強度設計🧑🏼‍🚒，雙曲面加筋壁板快速建模及聲疲勞分析方法，結構故障預測與健康管理系統設計等👨🏿‍💼。上述研究成果已成功應用於新一代戰鬥機機體平臺研製。

綜合熱管理在先進戰鬥機系統研製中的應用

屠敏, 袁耿民, 薛飛, 王曉明

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23629

2020, (6): 523629-523629.

摘要

分析了國外先進戰鬥機的發展情況，對比了需求的變化和發展趨勢☑️，闡述了綜合熱管理思想的內涵。結合中國先進戰鬥機的研製，論證了綜合熱管理的必要性和可行性🧑🏽‍🦰。結合中國實際情況，提出了熱收集🤝、熱傳輸、熱排散等綜合優化設計方法，采用了多路徑高效熱收集傳輸手段🧱、基於隱身的熱排散等工程實現途徑。綜合應用基於溫度控製的流量調節、內外循環熱綜合控製🤬、多模式重構技術等手段，實現了熱沉與製冷量的管理，滿足了不同狀態的熱管理需求。針對未來的發展方向以及戰鬥機熱管理面臨的難題🍐，提出了一定的見解👩‍🦯‍➡️。

基於模型的復雜系統安全性和可靠性分析技術發展綜述

胡曉義, 王如平, 王鑫, 付永濤

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23436

2020, (6): 523436-523436.

摘要

復雜系統的安全性、可靠性分析一直是裝備通用質量特性領域關註的熱點問題☮️💁🏿‍♂️。隨著航空機載系統向綜合化、集成化✋🏽、智能化方向發展，系統的功能邏輯🤠、架構設計以及容錯設計越來越復雜🪑，以人工演繹推理為主的傳統安全性、可靠性分析手段已經越來越不能滿足要求，模型驅動的分析方法正在成為復雜系統安全性👏🏻、可靠性設計所依賴的重要技術手段。特別是近幾年，基於模型的系統工程技術發展迅猛🦥，並在國內外航空企業中得到了廣泛的應用和認可🤲🏿，這為基於模型的系統安全性♗、可靠性設計技術的進一步發展提供了有利條件。本文主要對國內外基於模型的復雜系統安全性🙇🏻、可靠性分析技術的研究進展進行了介紹1️⃣，並對該項技術未來的發展方向和趨勢進行了分析，為裝備開展系統安全性🤦🏿‍♂️、可靠性分析工作提供借鑒。

內埋武器投放分離相容性的風洞投放試驗預測與評估

宋威, 艾邦成, 蔣增輝, 魯偉

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23415

2020, (6): 523415-523415.

摘要

采用基於運動動力學相似的風洞投放試驗對先進戰鬥機內埋武器投放分離相容性進行預測與評估🤶🏻，給出載機在不同飛行馬赫數🧝🏼‍♂️、攻角、彈艙長深比及艙內武器剩余數量、不同彈射力🤌🏼、折疊翼是否展開下，內埋導彈從載機彈艙投放分離後的運動軌跡和俯仰姿態角變化規律，研究這些因素對內埋導彈投放分離相容性的影響🔩。結果表明🤹🏿‍♀️：處於超聲速飛行狀態下（馬赫數為1.5）的載機，攻角處於0°、2°、3°時投放內埋導彈後彈體俯仰角處於低頭狀態，利於攻擊載機前下方敵方目標；在給定的初始分離條件下，對於兩種不同的彈艙長深比🎈，內埋導彈均能安全分離，但對內埋導彈俯仰方向運動影響較為顯著；彈艙內武器剩余數量對內埋導彈分離特性影響較小，導彈能快速地遠離載機幹擾流場𓀅，投放分離後彈體俯仰角一直處於低頭狀態；隨著內埋導彈初始分離速度增大，可使彈體快速地穿過載機的下洗流場，有利於內埋導彈與載機的安全分離；導彈的不同氣動布局對內埋導彈分離相容性有一定的影響🙍。

飛翼布局組合舵面航向控製特性綜合研究

周鑄, 余永剛, 劉剛, 陳作斌, 何開鋒

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23422

2020, (6): 523422-523422.

摘要

尋求高效實用的航向控製措施一直是飛翼布局飛行器設計的難點。提出了一種由外翼上翼面嵌入式阻力舵和其相對應的後緣副翼組成的組合舵航向控製措施🎲，通過CFD方法、風洞試驗和模型飛行試驗3種研究手段🥧，綜合研究了單獨部件和組合舵在低速👨‍🚒🪚、亞聲速時的航向控製特性。結果表明🩱♨️：單獨阻力舵的航向控製能力比較強🙆🏿，但與縱橫向力矩耦合嚴重😵，需與其他舵組合使用➰；單獨副翼的航向控製能力很弱，且與縱橫向力矩耦合非常嚴重，建議不單獨作為航向控製措施使用；組合舵的航向控製能力強👨🏿‍💼，選取阻力舵與副翼的舵偏角角度差在0°~5°範圍的組合舵方案，可以大幅度削弱與縱橫向的力矩耦合程度🔻，實現操縱舵面解耦設計4️⃣；無論單獨部件🧩，還是組合舵，舵偏角為0°~6°範圍的力矩變化規律較差，建議通過預置舵偏角等方式避開此角度區域。

風洞模型投放試驗輕模型法重力效應影響

董金剛, 謝峰, 張晨凱, 馬漢東, 秦永明

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23434

2020, (6): 523434-523434.

摘要

風洞模型投放試驗是研究超聲速機彈分離問題的一種有效手段，相似參數的選取是影響試驗準度的關鍵因素🍔。有初始彈射速度的超聲速機彈分離研究中，通常采用"輕模型法"得到模型的運動學及動力學相似參數，但該相似參數中模型重力模擬不足。為了研究重力效應對投放試驗結果的影響👨🏼🧶，采用CTS試驗技術對全尺寸真實參數與縮比尺寸輕模型法相似參數條件下得到的結果進行了對比研究🕵🏿‍♀️。研究結果表明：在載彈與載機分離過程中💇🏽‍♂️，載彈位姿相互耦合，垂直下落位移的快慢會影響載彈姿態角的變化🧏🏼；輕模型法相似參數條件下，載彈垂直下落位移較慢👍🏿，虛擬重力的修正方法只能近似修正下落位移，不能對導彈姿態角進行修正，而姿態角會影響下落的位移🥒；機彈分離安全性方面，輕模型法相似參數條件下的試驗結果較真實參數偏危險。

戰鬥機大迎角非定常氣動力建模

沈霖, 黃達, 吳根興, 展京霞

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23440

2020, (6): 523440-523440.

摘要

針對目前大迎角非定常氣動力模型大多基於單自由度風洞試驗開展👉🏿，且很難有效指導穩定性分析、控製律設計等工程實踐的現狀，基於偏航-滾轉耦合運動風洞試驗結果提出了一種大迎角非定常氣動力???20200612???模型。該模型將非定常氣動力分解為分別由旋轉矢量的模和其引起的姿態變化???20200612???兩部分貢獻，具有清晰的物理意義和簡潔的表達形式，同時還能準確反映橫航向耦合效應對非定常氣動力的影響🖇。分別使用該模型和目前工程實踐中常用的混合模型對不同運動形式中的橫航向氣動力進行計算，同時進行了尾旋仿真🧑🏽‍🎓，與風洞試驗結果對比驗證了該模型對於飛機大迎角非定常氣動特性的預測精度🧛🏼‍♀️。通過將建模參數向體軸分解獲得能與目前飛行動力學分析方法兼容的局部線性化形式，理論解釋並仿真復現了F-16XL試飛中出現的側向擾動現象，驗證了該模型的工程適用性。

面向先進戰鬥機研製的風洞模型飛行試驗技術

岑飛, 聶博文, 劉誌濤, 郭林亮, 孫海生, 李清

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23444

2020, (6): 523444-523444.

摘要

高機動性先進戰鬥機氣動布局與飛控系統設計面臨愈加嚴峻的流動/運動/控製耦合問題🧆，大迎角飛行以及推力矢量等高新技術應用也使其在研製過程中面臨更高的技術風險，風洞模型飛行試驗是實現飛行器氣動/飛行/控製一體化研究、降低研製技術風險的重要手段😏。介紹了低速風洞模型飛行試驗技術原理及國內外發展現狀🚯，對試驗技術主要特點及其在支撐先進戰鬥機研製中的作用、應用範圍、應用階段以及面臨的主要挑戰進行了分析，為試驗技術發展和應用提供參考🫣。發展和應用低速風洞模型飛行試驗技術🙅🏿‍♂️，有利於充分挖掘戰鬥機的氣動性能與控製性能，降低試飛風險🫅🏿，是新一代戰鬥機研製🕵🏻‍♀️、新技術工程化應用的重要支撐技術。

無尾布局後體超聲速航向增穩設計方法

李春鵬, 劉鐵中, 錢戰森, 張鐵軍

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23447

2020, (6): 523447-523447.

摘要

針對無尾布局超聲速航向靜穩定性不足的問題🧑🏽‍🦰，提出一種基於超聲速壓縮/膨脹流動的後體超聲速航向氣動增穩設計方法👎🏽。首先通過無尾布局扁平後體和常規後體方案航向靜穩定性和表面流場差異的對比📬，明確了後體超聲速航向增穩設計思路🧔🏽。然後基於後體參數化外形分析了後體型面對於布局超聲速航向靜穩定性的影響規律。最後通過評估典型後體方案的綜合氣動特性驗證了後體超聲速航向增穩設計方法的可行性。研究表明：重心後側向投影面積增量🏊🏼、後體脊線以及後體截面曲線是影響後體型面超聲速航向增穩能力的3個主要參數🤹🏿‍♀️。與常規後體型面相比🧑‍🌾，通過超聲速航向增穩設計獲得的後體型面能夠在布局阻力變化不大的情況下👨🏽‍🦳🧗🏿‍♂️，顯著改善無尾布局在跨聲速和超聲速狀態的航向靜不穩定性。

先進戰鬥機過失速機動大氣數據融合估計方法

楊朝旭, 郭毅, 雷廷萬, 李榮冰

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23456

2020, (6): 523456-523456.

摘要

可控的過失速機動是先進戰鬥機超機動性能的重要標誌，飛機飛行包線的擴大已超出傳統的大氣數據系統測量範圍📜，可靠的迎角、側滑角、總壓🔈、靜壓等飛行大氣數據是製約先進戰鬥機過失速機動中飛行控製的關鍵因素✨。以中國推力矢量驗證機為對象🦻🏼，基於過失速機動飛行試驗的數據，開展大氣參數估計與驗證研究✶。結合過失速機動的時間與空間特性👨🏽‍🦲，研究了基於風速、地速🛷、空速矢量和慣性姿態🛍️🤕、導航參數的大氣參數融合計算方法；針對過失速大迎角狀態下飛機周圍氣流非定常、模型非線性導致的融合大氣參數誤差的復雜特性👨🏽‍🚀，進一步構建深度神經網絡，對機動狀態融合迎角✌🏻、側滑角的強非線性誤差進行擬合。仿真和飛行試驗表明👳🏽：該方法可在大迎角飛行狀態下實現主要大氣參數的融合估計，過失速機動過程中融合迎角誤差優於2.3°，融合得到的大氣參數可為過失速大迎角機動飛行控製提供可靠的大氣參數狀態反饋。

戰鬥機大迎角/過失速機動下的進氣道氣動特性

向歡, 楊應凱, 謝錦睿, 吳永勝

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23460

2020, (6): 523460-523460.

摘要

為掌握戰鬥機在大迎角和過失速機動飛行時進氣道的穩、動態氣動特性，采用基於動態嵌套網格的非定常雷諾平均Navier-Stokes （URANS）方程和大迎角風洞試驗方法對某戰鬥機進行了研究👨🏽‍🚒，並通過大迎角和過失速機動飛行試驗進行了驗證👨🏽‍🍳。結果表明：大迎角穩態下進氣道氣動性能隨迎角增大逐漸降低，天地相關性吻合良好，而計算仿真和飛行試驗均捕捉了眼鏡蛇機動下進氣道的非定常遲滯效應↙️。通過研究獲得了戰鬥機在大迎角和過失速機動下的進氣道氣動特性，建立了過失速機動下進氣道非定常非線性特性問題的研究方法。

先進戰鬥機生命保障系統

包曉寧, 趙培林, 張保中, 胡誌文, 蘭於清, 薛飛

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23464

2020, (6): 523464-523464.

摘要

生命保障系統為適應新型戰鬥機發展需求，圍繞"以人為保障對象"系統特征，采用基於系統工程的需求/功能分析方法，從飛機總體🚵🏼、生理✍🏿、六性𓀄、飛管👨‍🎤🥢、任務等需求出發，提出系統需求，開展需求分析向工程實踐轉化研究🛤，確定分解了系統、成品的設計及指標要求🍣🧘🏼。通過系統架構優化🙏🏼🫄🏻、提高快速響應能力研究🏋️‍♂️，建立大系統綜合的系統架構。基於數據共享、控製融合的飛管平臺以及氧氣介質傳感器技術💪🏼⚂，結合六性🧚🏿‍♂️、FMECA和FTA，開展數字協同環境下生命保障系統綜合設計👩🏼‍🦰，系統電子信息化程度取得突破，具備高度綜合的全數字顯示與控製👩🏻‍🍼、自主診斷和狀態監測能力，獲得高效維修保障能力🎨，為實現玻璃化座艙👩🏽‍🦱、快速出動、快速布防、跨區域作戰、自主保障提供有力支撐🏊。

鴨翼的雷達散射截面影響研究

郭展智, 陳穎聞, 麻連鳳

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23485

2020, (6): 523485-523485.

摘要

針對鴨翼對鴨式布局戰鬥機整機的雷達散射截面（RCS）影響進行了較詳細的研究與分析💂🏿。首先，分析了鴨翼的散射機理😐，然後運用多層快速多極子方法（MLFMM）進行特定模型的整機外形RCS計算，通過鴨式布局和常規布局的RCS對比🌕，分析了鴨翼散射對整機RCS的影響🪤，包括鴨翼偏轉狀態下對整機的影響。然後，通過試驗方法研究了鴨翼邊緣散射和對縫散射的影響以及相應的抑製措施。研究結果表明😥，對鴨翼散射進行抑製或消除之後👨‍👨‍👦，鴨式布局完全可以應用於高隱身飛機的布局設計🎵，其隱身性能與常規布局相當🏋️。最後♣︎，總結得出鴨翼隱身設計的指導性原則🏇🏼。

放寬靜穩定度飛機時間延遲穩定邊界

陳曉明, 孫紹山, 陶呈綱, 唐勇

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23487

2020, (6): 523487-523487.

摘要

針對飛機初步設計階段其放寬靜穩定度（RSS）與電傳飛控系統時間延遲邊界之間的定量關系求解問題，以戰鬥機縱向短周期方程為基礎✢𓀘，分析了飛控系統中的時間延遲因素，描述了放寬靜穩定度與方程參數間的關系。並以等效輸入延遲的形式構建了含飛控系統時間延遲的閉環系統特征方程👔𓀐，通過根軌跡趨勢理論和數值計算方法確定了放寬靜穩定度與飛控系統時間延遲邊界的定量數值關系，同時探討了舵效與動導的參數不確定性對所求時間延遲邊界的影響。本文方法對飛機初步設計階段飛控系統時間延遲指標和可放寬靜穩定度邊界的確定具有一定的工程實踐意義🫴。

基於模型的裝備維修性設計控製技術

呂剛德, 王海峰, 鄧偉

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23453

2020, (6): 523453-523453.

摘要

伴隨數字化設計方法日趨成熟，飛機裝備維修性設計面臨如何與三維數字化設計環境下功能性能設計同步的難題↕️。對比分析了數字化環境維修性設計與傳統維修性設計的主要差別，提出了基於飛機裝備數字化設計環境維修性設計流程，研究了維修性設計參數的表達模型以及維修性參數信息在三維設計數字環境中的轉化😻、集成與利用方式。基於圖論和網絡節點框圖，提出了一種以節點網絡圖🧑‍🦳、單節點維修時間模型、維修過程時間模型為表征的飛機裝備維修性設計與控製方法。經實例驗證📢，提出的這套基於數字模型的維修性設計技術，對裝備在數字化設計環境下同步開展維修性設計具有一定的工程指導價值。

基於飛行參數數據挖掘的軍機健康評估技術

房冠成, 賈大鵬, 劉毅飛, 劉海濤

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23458

2020, (6): 523458-523458.

摘要

以新型戰機為代表的現代武器裝備的參數數據越來越龐大🎓，提出了基於飛行參數數據挖掘的軍機健康評估技術。首先構建了軍機健康評估設計及應用的"V"型架構😤🧘🏼‍♀️，將數據獲取、數據分析🥴、方法應用⇒、挖掘建模🆎、評估結果和決策應用等流程融入到數據層、業務層🧑‍💼、應用層等功能層級中。然後，綜合運用改進故障樹分析🍕、高斯混合模型、層次分析法等方法，構建了適用於軍機健康評估的架構🤘🏼、方法及流程。最後👨‍🔬，以某軍機實際飛行數據進行了應用分析，證明了所提方法的有效性和可行性。

新一代戰鬥機座艙蓋關鍵技術與設計方案

楊波, 趙培林, 蔡三軍, 周生林, 陳川

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23465

2020, (6): 523465-523465.

摘要

座艙是戰鬥機三大電磁散射源之一，座艙蓋雷達散射截面（RCS）的減縮技術是實現新一代戰鬥機全機雷達隱身性能的關鍵技術🕺🏻。基於新一代戰鬥機隱身外形平臺🐩🚗，座艙蓋在隱身技術、透明件結構、抗鳥撞⛹🏿、彈射救生、光學性能、結構變形控製等領域均面臨新的挑戰。本文以新一代戰鬥機為背景🎊，研究了座艙蓋性能提升的4項關鍵技術：座艙蓋隱身性能提升技術、大型整體座艙蓋透明件結構設計技術、復雜曲面座艙蓋光學性能仿真優化技術🤽🏿‍♀️、大尺寸活動部件變形及狀態控製技術🫲🏻。經過上述關鍵技術研究，完成了新一代戰鬥機座艙蓋設計技術體系的升級🐃，促進了新一代戰鬥機座艙蓋技術和性能的跨代提升。

先進戰鬥機全動V尾抖振動強度設計與驗證

金偉, 楊智春, 孟德虹, 陳炎, 黃虎, 王勇軍, 何石, 陳園方

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23473

2020, (6): 523473-523473.

摘要

大迎角（AoA）機動飛行能力是先進戰鬥機的標誌性指標之一2️⃣，中國先進戰鬥機采用V型垂尾布局的氣動設計方案🏞，可充分實現其良好的大迎角機動可控飛行🪅。飛機在大迎角機動飛行時📘，前機身分離流所產生的高強度脫體渦破裂後產生的非定常擾流將不可避免地打在V型垂尾翼面上📉，導致V尾結構發生嚴重的抖振，這不僅會影響飛機的飛行品質等性能，還會導致V尾結構的疲勞損傷☃️，大幅增加飛機的使用維護成本。本文詳細闡述了其研發設計過程中攻克的以下關鍵技術：全動V尾抖振風洞試驗"剛/彈"組合模型的設計技術與風洞試驗方法，抖振風洞試驗的動態測試結果向飛機尺度進行相似轉換的原理👩🏿；基於RANS/LES混合算法進行V尾結構抖振響應的CFD/CSD耦合計算方法；基於正加速度反饋（PAF）的V尾抖振響應壓電控製技術🚡；V尾抖振動態疲勞載荷譜的編譜方法與試驗實施方案。本文為解決中國先進戰鬥機🧮、無人機V尾結構抗抖振動強度設計與驗證建立了一套較完備理論分析技術、設計準則和試驗方法🍻。

復材機翼氣彈特性工程化設計分析技術

楊軍, 常楠, 甘學東, 甘建, 劉健

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23477

2020, (6): 523477-523477.

摘要

本文在靜氣彈的基本原理分析基礎上👀，發展了機翼氣彈特性工程化設計方法🪟：基於參數化的機翼氣動彈性模型，研究了復合材料機翼整體蒙皮重要設計參數對舵效、靜變形和靜強度的影響💍，采用變參分析方法進行了靈敏度分析，獲取影響舵效的關鍵參數變化趨勢，用以指導舵效氣動彈性剪裁優化設計💂🏿‍♀️。對優化設計結果進行了工程化的處理並進行校核，獲得了工程可用的蒙皮鋪層設計方案☪️，在改善舵效使其滿足飛機性能要求的同時，還獲得了滿意的減重105 kg（總質量的14%）效益👔。

新一代戰鬥機全機地面強度試驗技術

王育鵬, 裴連傑, 李秋龍, 鄭建軍, 馮建民, 王凡

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23482

2020, (6): 523482-523482.

摘要

介紹了全機地面強度試驗及驗證要求🫅🏼👩🏿‍🍼，分析了試驗的新問題和新挑戰。通過試驗頂層規劃，采用全新設計模式🎅🏻、先進的加載技術，從試驗的邊界條件👇🏿、綜合平臺、動力系統、測量與控製🕥、損傷檢測與監測等方面製定了總體技術方案👨🏿‍🦱。研究並應用了全硬式單側雙向加載技術、試驗綜合平臺設計技術、試驗邊界條件模擬技術👨‍🦲、動力系統設計技術等多項新技術，提高了設計效率、加快了試驗實施速度✷、提升了試驗安全性和可靠性。這些新技術在新一代戰鬥機多架次全機靜力/疲勞試驗中成功應用，結果表明各試驗系統安全🫷🏿、可靠，達到了試驗要求和預期試驗目標🍯，實現了全機地面強度試驗技術的跨越式進步💌，技術成果為後續型號試驗提供了較高參考價值。

基於效能的先進戰鬥機航電系統動態重構方法

趙長嘯, 何鋒, 李浩, 王鵬

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23416

2020, (6): 523416-523416.

摘要

為滿足未來先進戰鬥機全戰鬥過程的對敵壓製能力需求🤸🏼‍♂️，分析了作戰任務與航電系統支持能力間的關系，建立了"作戰任務-航電能力-資源需求"間的關系矩陣和航電系統效能模型；以最大化全飛行階段航電功能整體效能和飛行安全為目標設計了針對不同作戰場景的航電系統動態重構策略及重構流程🐹；通過數值分析，對比了動態重構航電系統與靜態配置航電系統在不同作戰區邊界的效能，表明動態重構特性能有效提高戰鬥機各階段的作戰效能，提高有限資源條件下的階段優勢。

戰鬥機嵌入式訓練系統中的智能虛擬陪練

陳斌, 王江, 王陽

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23467

2020, (6): 523467-523467.

摘要

智能化"實虛"對抗是現代先進戰鬥機嵌入式訓練系統的重要功能需求🤰🏼。自主空戰決策控製技術在未來空戰裝備發展中扮演關鍵角色。將當前的功能需求和發展中的技術結合起來，得到了空戰智能虛擬陪練的概念🤘🏼🫀。先進控製決策技術的引入使得智能虛擬陪練能夠幫助飛行員完成復雜的戰術訓練，而訓練中真實的對抗場景為技術的驗證提供了理想的環境，大量的訓練數據為技術的持續迭代優化提供了保障。作為可學習和進化的空戰戰術專家，智能陪練在人機對抗和自我對抗中不斷優化，當其具備與人相當甚至超越人的戰術能力時👨🏼‍🦱，可應用於未來的無人空戰系統。智能虛擬陪練需要具備4項基本能力：智能決策能力🧚🏻‍♀️、知識學習能力🩷、對抗自優化能力和參數化表示能力。對其包含的關鍵技術進行了分析♾🧑🏻‍🦱，提出並實現了一個基於模糊推理、神經網絡和強化學習的解決方案🎵，展示了其各項基本能力及目前達到的空戰水平🏊🏿。未來更多的模型和算法可在智能虛擬陪練的框架中進行驗證和優化🪣。

大規格損傷容限鈦合金TC4-DT的研製及應用

陳聯國, 王文盛, 朱知壽, 趙勇, 黃建雲, 張海, 彭富華

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23454

2020, (6): 523454-523454.

摘要

為了滿足新一代戰鬥機對大規格損傷容限鈦合金的需求，開展了TC4-DT鈦合金大規格棒材與鍛坯的成分與組織控製、大型鍛件熱處理過程中的顯微組織控製、材料與鍛件的製造過程控製、零件的疲勞強化等研究。經過大型鑄錠熔煉、大規格棒材和鍛坯試製、大厚度鍛件試製、結構設計與製造，結果表明：損傷容限鈦合金TC4-DT大型鑄錠的成分均勻、大型鍛坯和大厚度鍛件的抗拉強度變異系數降至約2%💁🏼‍♂️，激光沖擊🏌🏻‍♀️、噴丸和冷擠壓等對該合金的壽命增益效果顯著。損傷容限鈦合金TC4-DT在新一代戰鬥機上獲得了廣泛應用🎱。

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