专刊/专栏

关于未来战斗机发展的若干讨论

杨伟

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24377

2020, (6): 524377-524377.

摘要

近年来，在第四代战斗机陆续批量服役和大国竞争的背景下，关于战争形态演变以及四代后战斗机如何发展的讨论络绎不绝。本文回顾了战斗机"代"的起源和跨代发展的驱动因素，概述了空战观察（Observe）、判断（Orient）、决策（Decision）、行动（Act）（OODA）环的演进历程，并提出了OODA 3.0的内涵。阐述了机械化、信息化、智能化发展的依托与跃升关系，就自主性、有人、无人，强平台、体系、分布式作战运用的辩证关系，以及敏捷高效的研发模式等进行了讨论。

战斗机推力矢量关键技术及应用展望

王海峰

doi:10.7527/S1000-6893.2020.24057

2020, (6): 524057-524057.

摘要

战斗机推力矢量技术可极大地扩展战斗机使用包线，提升飞行安全性，增强飞机作战能力，是航空领域的重要关键技术，是先进战斗机的典型标志之一。该技术涉及气动、进排气、发动机和飞行控制等多个领域，其综合实现是一项跨领域、紧耦合、高风险的系统工程。本文回顾了战斗机推力矢量技术的发展历程，分析了关键技术体系，结合中国首架轴对称推力矢量验证机的工程实践，阐述了大迎角内外流气动设计、推力矢量发动机、综合飞/发控制和战斗机过失速机动飞行验证等关键技术，展望了推力矢量技术对作战效能的贡献及未来的应用方向。

先进战斗机气动弹性设计综述

李秋彦, 李刚, 魏洋天, 冉玉国, 吴波, 谭光辉, 李焱, 陈识, 雷博淇, 徐钦炜

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23430

2020, (6): 523430-523430.

摘要

中国新一代战斗机的研发引领了飞机设计领域各项技术的创新和发展。针对研制总要求和任务特殊性，中国航空工业成都飞机设计研究所气动弹性专业建立了精益气动弹性设计与验证技术体系。基于多学科优化设计流程，开展了旨在提高飞机气动弹性品质的关键技术攻关、气弹优化设计和分析工作。完成了考虑含全动翼面结构非线性的全机动力学特性地面试验、亚跨超声速颤振模型风洞试验和气动弹性飞行试验验证。在较短的研发周期内，成功实现气动弹性设计目标，为新一代战斗机的成功研制提供了技术保障。描述了该飞机气动弹性设计历程、主要技术工作以及在此基础上取得的技术进步、能力提升以及具有研究所特色的气动弹性设计知识工程建设。

新一代战斗机非定常流动数值研究综述

肖志祥, 崔文瑶, 刘健, 罗堃宇, 孙元昊

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23451

2020, (6): 523451-523451.

摘要

新一代战斗机强调超机动能力和强隐身性，其中大攻角下的静态失速、动态失速及内埋弹仓绕流是与高机动和强隐身密切相关的、极具挑战的几类典型的非定常流动，它们对数值方法提出了极高的要求。为了高精度地仿真流场、清楚地揭示流动机理，有效地控制非定常流动，非常有必要发展高精度且高效率的RANS-LES混合方法体系，包含RANS-LES混合方法本身、与RANS-LES混合方法匹配的高精度自适应耗散格式、基准湍流模式、高质量计算网格、高精度时间推进方法、非定常量的统计方法等，具有极强的紧迫性。提出、发展、验证并应用该类方法数值仿真新一代战斗机（包括单独部件、组合体、甚至全机）的非定常流动，数值预测结果与风洞实验数据吻合良好；此类方法可为新型战斗机设计提供理论依据和分析手段。

飞机战伤抢修评估与设计方法综述

祖光然, 裴扬, 侯鹏

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23455

2020, (6): 523455-523455.

摘要

飞机战伤抢修（ABDR）是提高飞机生存力与作战能力的重要手段之一，开展战伤抢修技术研究覆盖飞机全寿命阶段。回顾了战伤抢修研究的历史和现状，分别从战伤评估、战伤抢修设计、战场维修与保障等3方面总结了战伤抢修体系要点，重点综述了战伤抢修预评估技术、战伤现场评估技术、战伤抢修设计准则与原则、战伤抢修设计与评价方法、战场快速维修技术、战场保障方法等方面的理论与研究进展。在此基础上，针对未来体系对抗与智能化作战环境，结合目前战伤抢修需求，提出了包括先进材料结构飞机战伤抢修技术、直升机战伤抢修技术、飞机战伤评估智能技术等战伤抢修技术研究需要关注和解决的问题。

先进战斗机强度设计技术发展与实践

张立新, 钟顺录, 刘小冬, 付焕兵, 兑红娜, 刘栋梁, 敬禄云, 牟彬杰, 石上路

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23480

2020, (6): 523480-523480.

摘要

新一代先进战斗机对机体平台的要求可以总结为轻重量、长寿命、多功能以及高承载。实现这个目标，除了材料与制造（新材料、新工艺、新结构/装配）的贡献，主机所强度设计/分析/验证技术也必须提升以适应先进战斗机的研制要求。本文阐述了强度设计团队围绕结构完整性要求，近年来在结构强度设计/分析/验证方面的研究成果、技术发展与设计实践，主要包括：面向新一代战斗机强度设计与验证的规范架构，基于多维包线的结构载荷筛选技术，基于统一模型的全机内力分析技术，复合材料整体化结构分析技术，高精度快速细节应力分析技术，内埋武器舱预紧舱门原理与强度设计，双曲面加筋壁板快速建模及声疲劳分析方法，结构故障预测与健康管理系统设计等。上述研究成果已成功应用于新一代战斗机机体平台研制。

综合热管理在先进战斗机系统研制中的应用

屠敏, 袁耿民, 薛飞, 王晓明

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23629

2020, (6): 523629-523629.

摘要

分析了国外先进战斗机的发展情况，对比了需求的变化和发展趋势，阐述了综合热管理思想的内涵。结合中国先进战斗机的研制，论证了综合热管理的必要性和可行性。结合中国实际情况，提出了热收集、热传输、热排散等综合优化设计方法，采用了多路径高效热收集传输手段、基于隐身的热排散等工程实现途径。综合应用基于温度控制的流量调节、内外循环热综合控制、多模式重构技术等手段，实现了热沉与制冷量的管理，满足了不同状态的热管理需求。针对未来的发展方向以及战斗机热管理面临的难题，提出了一定的见解。

基于模型的复杂系统安全性和可靠性分析技术发展综述

胡晓义, 王如平, 王鑫, 付永涛

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23436

2020, (6): 523436-523436.

摘要

复杂系统的安全性、可靠性分析一直是装备通用质量特性领域关注的热点问题。随着航空机载系统向综合化、集成化、智能化方向发展，系统的功能逻辑、架构设计以及容错设计越来越复杂，以人工演绎推理为主的传统安全性、可靠性分析手段已经越来越不能满足要求，模型驱动的分析方法正在成为复杂系统安全性、可靠性设计所依赖的重要技术手段。特别是近几年，基于模型的系统工程技术发展迅猛，并在国内外航空企业中得到了广泛的应用和认可，这为基于模型的系统安全性、可靠性设计技术的进一步发展提供了有利条件。本文主要对国内外基于模型的复杂系统安全性、可靠性分析技术的研究进展进行了介绍，并对该项技术未来的发展方向和趋势进行了分析，为装备开展系统安全性、可靠性分析工作提供借鉴。

内埋武器投放分离相容性的风洞投放试验预测与评估

宋威, 艾邦成, 蒋增辉, 鲁伟

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23415

2020, (6): 523415-523415.

摘要

采用基于运动动力学相似的风洞投放试验对先进战斗机内埋武器投放分离相容性进行预测与评估，给出载机在不同飞行马赫数、攻角、弹舱长深比及舱内武器剩余数量、不同弹射力、折叠翼是否展开下，内埋导弹从载机弹舱投放分离后的运动轨迹和俯仰姿态角变化规律，研究这些因素对内埋导弹投放分离相容性的影响。结果表明：处于超声速飞行状态下（马赫数为1.5）的载机，攻角处于0°、2°、3°时投放内埋导弹后弹体俯仰角处于低头状态，利于攻击载机前下方敌方目标；在给定的初始分离条件下，对于两种不同的弹舱长深比，内埋导弹均能安全分离，但对内埋导弹俯仰方向运动影响较为显著；弹舱内武器剩余数量对内埋导弹分离特性影响较小，导弹能快速地远离载机干扰流场，投放分离后弹体俯仰角一直处于低头状态；随着内埋导弹初始分离速度增大，可使弹体快速地穿过载机的下洗流场，有利于内埋导弹与载机的安全分离；导弹的不同气动布局对内埋导弹分离相容性有一定的影响。

飞翼布局组合舵面航向控制特性综合研究

周铸, 余永刚, 刘刚, 陈作斌, 何开锋

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23422

2020, (6): 523422-523422.

摘要

寻求高效实用的航向控制措施一直是飞翼布局飞行器设计的难点。提出了一种由外翼上翼面嵌入式阻力舵和其相对应的后缘副翼组成的组合舵航向控制措施，通过CFD方法、风洞试验和模型飞行试验3种研究手段，综合研究了单独部件和组合舵在低速、亚声速时的航向控制特性。结果表明：单独阻力舵的航向控制能力比较强，但与纵横向力矩耦合严重，需与其他舵组合使用；单独副翼的航向控制能力很弱，且与纵横向力矩耦合非常严重，建议不单独作为航向控制措施使用；组合舵的航向控制能力强，选取阻力舵与副翼的舵偏角角度差在0°~5°范围的组合舵方案，可以大幅度削弱与纵横向的力矩耦合程度，实现操纵舵面解耦设计；无论单独部件，还是组合舵，舵偏角为0°~6°范围的力矩变化规律较差，建议通过预置舵偏角等方式避开此角度区域。

风洞模型投放试验轻模型法重力效应影响

董金刚, 谢峰, 张晨凯, 马汉东, 秦永明

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23434

2020, (6): 523434-523434.

摘要

风洞模型投放试验是研究超声速机弹分离问题的一种有效手段，相似参数的选取是影响试验准度的关键因素。有初始弹射速度的超声速机弹分离研究中，通常采用"轻模型法"得到模型的运动学及动力学相似参数，但该相似参数中模型重力模拟不足。为了研究重力效应对投放试验结果的影响，采用CTS试验技术对全尺寸真实参数与缩比尺寸轻模型法相似参数条件下得到的结果进行了对比研究。研究结果表明：在载弹与载机分离过程中，载弹位姿相互耦合，垂直下落位移的快慢会影响载弹姿态角的变化；轻模型法相似参数条件下，载弹垂直下落位移较慢，虚拟重力的修正方法只能近似修正下落位移，不能对导弹姿态角进行修正，而姿态角会影响下落的位移；机弹分离安全性方面，轻模型法相似参数条件下的试验结果较真实参数偏危险。

战斗机大迎角非定常气动力建模

沈霖, 黄达, 吴根兴, 展京霞

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23440

2020, (6): 523440-523440.

摘要

针对目前大迎角非定常气动力模型大多基于单自由度风洞试验开展，且很难有效指导稳定性分析、控制律设计等工程实践的现状，基于偏航-滚转耦合运动风洞试验结果提出了一种大迎角非定常气动力???20200612???模型。该模型将非定常气动力分解为分别由旋转矢量的模和其引起的姿态变化???20200612???两部分贡献，具有清晰的物理意义和简洁的表达形式，同时还能准确反映横航向耦合效应对非定常气动力的影响。分别使用该模型和目前工程实践中常用的混合模型对不同运动形式中的横航向气动力进行计算，同时进行了尾旋仿真，与风洞试验结果对比验证了该模型对于飞机大迎角非定常气动特性的预测精度。通过将建模参数向体轴分解获得能与目前飞行动力学分析方法兼容的局部线性化形式，理论解释并仿真复现了F-16XL试飞中出现的侧向扰动现象，验证了该模型的工程适用性。

面向先进战斗机研制的风洞模型飞行试验技术

岑飞, 聂博文, 刘志涛, 郭林亮, 孙海生, 李清

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23444

2020, (6): 523444-523444.

摘要

高机动性先进战斗机气动布局与飞控系统设计面临愈加严峻的流动/运动/控制耦合问题，大迎角飞行以及推力矢量等高新技术应用也使其在研制过程中面临更高的技术风险，风洞模型飞行试验是实现飞行器气动/飞行/控制一体化研究、降低研制技术风险的重要手段。介绍了低速风洞模型飞行试验技术原理及国内外发展现状，对试验技术主要特点及其在支撑先进战斗机研制中的作用、应用范围、应用阶段以及面临的主要挑战进行了分析，为试验技术发展和应用提供参考。发展和应用低速风洞模型飞行试验技术，有利于充分挖掘战斗机的气动性能与控制性能，降低试飞风险，是新一代战斗机研制、新技术工程化应用的重要支撑技术。

无尾布局后体超声速航向增稳设计方法

李春鹏, 刘铁中, 钱战森, 张铁军

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23447

2020, (6): 523447-523447.

摘要

针对无尾布局超声速航向静稳定性不足的问题，提出一种基于超声速压缩/膨胀流动的后体超声速航向气动增稳设计方法。首先通过无尾布局扁平后体和常规后体方案航向静稳定性和表面流场差异的对比，明确了后体超声速航向增稳设计思路。然后基于后体参数化外形分析了后体型面对于布局超声速航向静稳定性的影响规律。最后通过评估典型后体方案的综合气动特性验证了后体超声速航向增稳设计方法的可行性。研究表明：重心后侧向投影面积增量、后体脊线以及后体截面曲线是影响后体型面超声速航向增稳能力的3个主要参数。与常规后体型面相比，通过超声速航向增稳设计获得的后体型面能够在布局阻力变化不大的情况下，显著改善无尾布局在跨声速和超声速状态的航向静不稳定性。

先进战斗机过失速机动大气数据融合估计方法

杨朝旭, 郭毅, 雷廷万, 李荣冰

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23456

2020, (6): 523456-523456.

摘要

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。

战斗机大迎角/过失速机动下的进气道气动特性

向欢, 杨应凯, 谢锦睿, 吴永胜

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23460

2020, (6): 523460-523460.

摘要

为掌握战斗机在大迎角和过失速机动飞行时进气道的稳、动态气动特性，采用基于动态嵌套网格的非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程和大迎角风洞试验方法对某战斗机进行了研究，并通过大迎角和过失速机动飞行试验进行了验证。结果表明：大迎角稳态下进气道气动性能随迎角增大逐渐降低，天地相关性吻合良好，而计算仿真和飞行试验均捕捉了眼镜蛇机动下进气道的非定常迟滞效应。通过研究获得了战斗机在大迎角和过失速机动下的进气道气动特性，建立了过失速机动下进气道非定常非线性特性问题的研究方法。

先进战斗机生命保障系统

包晓宁, 赵培林, 张保中, 胡志文, 兰于清, 薛飞

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23464

2020, (6): 523464-523464.

摘要

生命保障系统为适应新型战斗机发展需求，围绕"以人为保障对象"系统特征，采用基于系统工程的需求/功能分析方法，从飞机总体、生理、六性、飞管、任务等需求出发，提出系统需求，开展需求分析向工程实践转化研究，确定分解了系统、成品的设计及指标要求。通过系统架构优化、提高快速响应能力研究，建立大系统综合的系统架构。基于数据共享、控制融合的飞管平台以及氧气介质传感器技术，结合六性、FMECA和FTA，开展数字协同环境下生命保障系统综合设计，系统电子信息化程度取得突破，具备高度综合的全数字显示与控制、自主诊断和状态监测能力，获得高效维修保障能力，为实现玻璃化座舱、快速出动、快速布防、跨区域作战、自主保障提供有力支撑。

鸭翼的雷达散射截面影响研究

郭展智, 陈颖闻, 麻连凤

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23485

2020, (6): 523485-523485.

摘要

针对鸭翼对鸭式布局战斗机整机的雷达散射截面（RCS）影响进行了较详细的研究与分析。首先，分析了鸭翼的散射机理，然后运用多层快速多极子方法（MLFMM）进行特定模型的整机外形RCS计算，通过鸭式布局和常规布局的RCS对比，分析了鸭翼散射对整机RCS的影响，包括鸭翼偏转状态下对整机的影响。然后，通过试验方法研究了鸭翼边缘散射和对缝散射的影响以及相应的抑制措施。研究结果表明，对鸭翼散射进行抑制或消除之后，鸭式布局完全可以应用于高隐身飞机的布局设计，其隐身性能与常规布局相当。最后，总结得出鸭翼隐身设计的指导性原则。

放宽静稳定度飞机时间延迟稳定边界

陈晓明, 孙绍山, 陶呈纲, 唐勇

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23487

2020, (6): 523487-523487.

摘要

针对飞机初步设计阶段其放宽静稳定度（RSS）与电传飞控系统时间延迟边界之间的定量关系求解问题，以战斗机纵向短周期方程为基础，分析了飞控系统中的时间延迟因素，描述了放宽静稳定度与方程参数间的关系。并以等效输入延迟的形式构建了含飞控系统时间延迟的闭环系统特征方程，通过根轨迹趋势理论和数值计算方法确定了放宽静稳定度与飞控系统时间延迟边界的定量数值关系，同时探讨了舵效与动导的参数不确定性对所求时间延迟边界的影响。本文方法对飞机初步设计阶段飞控系统时间延迟指标和可放宽静稳定度边界的确定具有一定的工程实践意义。

基于模型的装备维修性设计控制技术

吕刚德, 王海峰, 邓伟

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23453

2020, (6): 523453-523453.

摘要

伴随数字化设计方法日趋成熟，飞机装备维修性设计面临如何与三维数字化设计环境下功能性能设计同步的难题。对比分析了数字化环境维修性设计与传统维修性设计的主要差别，提出了基于飞机装备数字化设计环境维修性设计流程，研究了维修性设计参数的表达模型以及维修性参数信息在三维设计数字环境中的转化、集成与利用方式。基于图论和网络节点框图，提出了一种以节点网络图、单节点维修时间模型、维修过程时间模型为表征的飞机装备维修性设计与控制方法。经实例验证，提出的这套基于数字模型的维修性设计技术，对装备在数字化设计环境下同步开展维修性设计具有一定的工程指导价值。

基于飞行参数数据挖掘的军机健康评估技术

房冠成, 贾大鹏, 刘毅飞, 刘海涛

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23458

2020, (6): 523458-523458.

摘要

以新型战机为代表的现代武器装备的参数数据越来越庞大，提出了基于飞行参数数据挖掘的军机健康评估技术。首先构建了军机健康评估设计及应用的"V"型架构，将数据获取、数据分析、方法应用、挖掘建模、评估结果和决策应用等流程融入到数据层、业务层、应用层等功能层级中。然后，综合运用改进故障树分析、高斯混合模型、层次分析法等方法，构建了适用于军机健康评估的架构、方法及流程。最后，以某军机实际飞行数据进行了应用分析，证明了所提方法的有效性和可行性。

新一代战斗机座舱盖关键技术与设计方案

杨波, 赵培林, 蔡三军, 周生林, 陈川

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23465

2020, (6): 523465-523465.

摘要

座舱是战斗机三大电磁散射源之一，座舱盖雷达散射截面（RCS）的减缩技术是实现新一代战斗机全机雷达隐身性能的关键技术。基于新一代战斗机隐身外形平台，座舱盖在隐身技术、透明件结构、抗鸟撞、弹射救生、光学性能、结构变形控制等领域均面临新的挑战。本文以新一代战斗机为背景，研究了座舱盖性能提升的4项关键技术：座舱盖隐身性能提升技术、大型整体座舱盖透明件结构设计技术、复杂曲面座舱盖光学性能仿真优化技术、大尺寸活动部件变形及状态控制技术。经过上述关键技术研究，完成了新一代战斗机座舱盖设计技术体系的升级，促进了新一代战斗机座舱盖技术和性能的跨代提升。

先进战斗机全动V尾抖振动强度设计与验证

金伟, 杨智春, 孟德虹, 陈炎, 黄虎, 王勇军, 何石, 陈园方

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23473

2020, (6): 523473-523473.

摘要

大迎角（AoA）机动飞行能力是先进战斗机的标志性指标之一，中国先进战斗机采用V型垂尾布局的气动设计方案，可充分实现其良好的大迎角机动可控飞行。飞机在大迎角机动飞行时，前机身分离流所产生的高强度脱体涡破裂后产生的非定常扰流将不可避免地打在V型垂尾翼面上，导致V尾结构发生严重的抖振，这不仅会影响飞机的飞行品质等性能，还会导致V尾结构的疲劳损伤，大幅增加飞机的使用维护成本。本文详细阐述了其研发设计过程中攻克的以下关键技术：全动V尾抖振风洞试验"刚/弹"组合模型的设计技术与风洞试验方法，抖振风洞试验的动态测试结果向飞机尺度进行相似转换的原理；基于RANS/LES混合算法进行V尾结构抖振响应的CFD/CSD耦合计算方法；基于正加速度反馈（PAF）的V尾抖振响应压电控制技术；V尾抖振动态疲劳载荷谱的编谱方法与试验实施方案。本文为解决中国先进战斗机、无人机V尾结构抗抖振动强度设计与验证建立了一套较完备理论分析技术、设计准则和试验方法。

复材机翼气弹特性工程化设计分析技术

杨军, 常楠, 甘学东, 甘建, 刘健

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23477

2020, (6): 523477-523477.

摘要

本文在静气弹的基本原理分析基础上，发展了机翼气弹特性工程化设计方法：基于参数化的机翼气动弹性模型，研究了复合材料机翼整体蒙皮重要设计参数对舵效、静变形和静强度的影响，采用变参分析方法进行了灵敏度分析，获取影响舵效的关键参数变化趋势，用以指导舵效气动弹性剪裁优化设计。对优化设计结果进行了工程化的处理并进行校核，获得了工程可用的蒙皮铺层设计方案，在改善舵效使其满足飞机性能要求的同时，还获得了满意的减重105 kg（总质量的14%）效益。

新一代战斗机全机地面强度试验技术

王育鹏, 裴连杰, 李秋龙, 郑建军, 冯建民, 王凡

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23482

2020, (6): 523482-523482.

摘要

介绍了全机地面强度试验及验证要求，分析了试验的新问题和新挑战。通过试验顶层规划，采用全新设计模式、先进的加载技术，从试验的边界条件、综合平台、动力系统、测量与控制、损伤检测与监测等方面制定了总体技术方案。研究并应用了全硬式单侧双向加载技术、试验综合平台设计技术、试验边界条件模拟技术、动力系统设计技术等多项新技术，提高了设计效率、加快了试验实施速度、提升了试验安全性和可靠性。这些新技术在新一代战斗机多架次全机静力/疲劳试验中成功应用，结果表明各试验系统安全、可靠，达到了试验要求和预期试验目标，实现了全机地面强度试验技术的跨越式进步，技术成果为后续型号试验提供了较高参考价值。

基于效能的先进战斗机航电系统动态重构方法

赵长啸, 何锋, 李浩, 王鹏

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23416

2020, (6): 523416-523416.

摘要

为满足未来先进战斗机全战斗过程的对敌压制能力需求，分析了作战任务与航电系统支持能力间的关系，建立了"作战任务-航电能力-资源需求"间的关系矩阵和航电系统效能模型；以最大化全飞行阶段航电功能整体效能和飞行安全为目标设计了针对不同作战场景的航电系统动态重构策略及重构流程；通过数值分析，对比了动态重构航电系统与静态配置航电系统在不同作战区边界的效能，表明动态重构特性能有效提高战斗机各阶段的作战效能，提高有限资源条件下的阶段优势。

战斗机嵌入式训练系统中的智能虚拟陪练

陈斌, 王江, 王阳

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23467

2020, (6): 523467-523467.

摘要

智能化"实虚"对抗是现代先进战斗机嵌入式训练系统的重要功能需求。自主空战决策控制技术在未来空战装备发展中扮演关键角色。将当前的功能需求和发展中的技术结合起来，得到了空战智能虚拟陪练的概念。先进控制决策技术的引入使得智能虚拟陪练能够帮助飞行员完成复杂的战术训练，而训练中真实的对抗场景为技术的验证提供了理想的环境，大量的训练数据为技术的持续迭代优化提供了保障。作为可学习和进化的空战战术专家，智能陪练在人机对抗和自我对抗中不断优化，当其具备与人相当甚至超越人的战术能力时，可应用于未来的无人空战系统。智能虚拟陪练需要具备4项基本能力：智能决策能力、知识学习能力、对抗自优化能力和参数化表示能力。对其包含的关键技术进行了分析，提出并实现了一个基于模糊推理、神经网络和强化学习的解决方案，展示了其各项基本能力及目前达到的空战水平。未来更多的模型和算法可在智能虚拟陪练的框架中进行验证和优化。

大规格损伤容限钛合金TC4-DT的研制及应用

陈联国, 王文盛, 朱知寿, 赵勇, 黄建云, 张海, 彭富华

doi:10.7527/S1000-6893.2019.23454

2020, (6): 523454-523454.

摘要

为了满足新一代战斗机对大规格损伤容限钛合金的需求，开展了TC4-DT钛合金大规格棒材与锻坯的成分与组织控制、大型锻件热处理过程中的显微组织控制、材料与锻件的制造过程控制、零件的疲劳强化等研究。经过大型铸锭熔炼、大规格棒材和锻坯试制、大厚度锻件试制、结构设计与制造，结果表明：损伤容限钛合金TC4-DT大型铸锭的成分均匀、大型锻坯和大厚度锻件的抗拉强度变异系数降至约2%，激光冲击、喷丸和冷挤压等对该合金的寿命增益效果显著。损伤容限钛合金TC4-DT在新一代战斗机上获得了广泛应用。