超级军网几个F16的验证型号求教！
来源：百度文库 编辑：超级军网 时间：2024/04/29 19:27:03
最后修正2000年3月30日
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在1980的2月，一般力学使一建议跟作战与一根本修改翼形状一起的猎鹰版本。 工程被称为流氓(超音速的游览和调动的原型)，和过后作为F 16 XL。 翅膀有双重标准F-16 翼的地区具有一摇动箭翼形状。 这新翅膀将，希望，使超音速性能游览可能。
制造商最初提供资金了，并且与两FSD F - 16As的变换有关这个计划。 在1980年后期， USAF 和一般力学同意一合作考试计划，因为空军提供进F 16 XL 原型的第3 和6 FSD F-16给修改。 机身给54英尺1.86英寸变长，装有合并碳复合材料救重量的一摇动箭翼是。 被增加的地区允许最多17个商店车站的结合。 虽然再造使一个适度的增加卷入长度那儿那些机身，那些新XL 指定不支持"长度Xtra"。 我不能确信它做可是代表。
两F - 16XLs(75-0749)中的第1 有一个单个的位子并且被F100 - PW - 201 透平风扇为提供动力。 它在1982年7月3日，与在控制的詹姆士·麦金尼第一次飞。 第2 F 16 XL 最初是哪个已经被在一次到达事故过程中损坏的第3 FSD F - 16A(75-0747)。 这装有一个F - 16B 两个位子的驾驶舱。 29，000 lb.s.t提供动力了它。 通用电气F110 -通用电气公司- 100 透平风扇。 它在1982年10月29日第一次飞，被亚历克斯驾驶狼和吉姆·麦金尼。 单个坐着的人有时被称为F 16 XL - 1，作为F 16 XL - 2的双坐飞机
标准的F-16的腹的鳍状物没被适合。 不在腹鳍和后部机身3 学位的使倾斜允许对登陆的攻击的巨大角，减少通路速度。 分裂空气动力减速装置给jetpipe 后的两边适合耗尽， 并且一次类似于那的阻力斜槽沟会议到挪威适合，比利时和委内瑞拉F-16被在垂直尾翼后沿下面安装。 阻力斜槽沟会议只对两个位子的F 16 XL被最初适合，但是在NASA 服务期间过后被对单个位子的F 16 XL 改装。
centerline 和两个进口车站对F - 16C - /D通用。 4 120 AIM AMRAAM 车站部分浸泡在飞行中根。 车站twn的4 hardpoints在下面每船舱内翼板，并且AIM - 9 / 导弹AIM - 120使横栏下水可能被运送每wingtip。
XL年F 16日的经营据报道十分不同于标准F-16的那，提供一非常顺利乘坐在高速在低高度。
在1981年3月， 那些USAF 宣布那天气是发展的将一新提前战术上战士替换那些低级，夜晚和严重天气角色禁止那些F-111。 自从F 16 XL已经在手头上， 一般力学进入XL年F 16日在比赛，屈服二个位子的F - 15B鹰的改写的麦克旦尼尔道格拉斯公司内。 在1984的2月，空军宣布它选择道格拉斯设计比起提议生产F 16 XL的版本来宁愿的麦克旦尼尔。 当F - 15E打鹰时，麦克旦尼尔道格拉斯提议过后进入生产。
有XL年F 16日赢得竞争，生产飞机将指定F - 16E(单个位子)和F - 16F(二个位子)。 合同在麦克旦尼尔道格拉斯，一般力学的损失返回两个F 16XLs 给福特堡在1985年夏天和把他们安置在贮存内。 他们已经分别做437 和361次航班。 虽然没有加力燃烧室点火的超音速的巡航是一个F 16 XL 计划的原先的目标，但是飞机从未完全达到这项伟绩。
在1988年后期，两件原型被从贮存带出并且移交给NASA。 他们被在用于评价空气动力学概念在支持的超音速的飞行期间改进翅膀气流的一个计划里使用。
第一个F 16 XL是在1989年3月9日的reflown并且在爱德华兹AFB 交付到埃姆斯-德赖登飞行研究设施。 这架飞机适合流动的laminar 修改研究有 一实验钛部分在它左锋与用虹吸管将一一层混乱表面空气通过减少洞的数百万极小激光的部分抽出的积极抽吸一起上。 有新翅膀的第一腾空在1990年5月3日进行，在控制的飞行员史蒂夫·伊什梅尔。 这架飞机已经被分配849的NASA 数目。
单个位子的F16XL在从4月到1994年11月的弗吉尼亚被短暂分配到NASA /兰利设备 作为评价可能的将来的高速市民的运输的构造的一项工程的部分评价起飞性能和发动机噪音。
第2 F 16 XL(75-0747)在爱德华兹AFB 去NASA 的德赖登飞行研究中心。 飞机已经运送NASA 846号(短暂)和848。 双坐飞机继续laminar 流动研究单个坐着的人起动。
F 16 XL的说明：
发动机： 一台普拉特&惠特尼F100 - PW - 200 透平风扇，有afterburning的23，770 磅。 最高速度： 以40，000英尺的马赫2.05。 尺寸： 翼展34英尺3英寸，长度54英尺2英寸，高度17英尺7英寸，翼地区646平方英尺。 重物： 43，000 磅与作斗争，48，000 磅最大的起飞。 军备： 0ne 20毫米的M61A1 大炮。 一颗AIM - 9响尾蛇导弹红外引导的空对空导弹可能被在每wingtip 带。 一个最多15，000 磅的外部军械负荷可能被带到17 外部hardpoints。
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在1980的2月，一般力学使一建议跟作战与一根本修改翼形状一起的猎鹰版本。 工程被称为流氓(超音速的游览和调动的原型)，和过后作为F 16 XL。 翅膀有双重标准F-16 翼的地区具有一摇动箭翼形状。 这新翅膀将，希望，使超音速性能游览可能。
制造商最初提供资金了，并且与两FSD F - 16As的变换有关这个计划。 在1980年后期， USAF 和一般力学同意一合作考试计划，因为空军提供进F 16 XL 原型的第3 和6 FSD F-16给修改。 机身给54英尺1.86英寸变长，装有合并碳复合材料救重量的一摇动箭翼是。 被增加的地区允许最多17个商店车站的结合。 虽然再造使一个适度的增加卷入长度那儿那些机身，那些新XL 指定不支持"长度Xtra"。 我不能确信它做可是代表。
两F - 16XLs(75-0749)中的第1 有一个单个的位子并且被F100 - PW - 201 透平风扇为提供动力。 它在1982年7月3日，与在控制的詹姆士·麦金尼第一次飞。 第2 F 16 XL 最初是哪个已经被在一次到达事故过程中损坏的第3 FSD F - 16A(75-0747)。 这装有一个F - 16B 两个位子的驾驶舱。 29，000 lb.s.t提供动力了它。 通用电气F110 -通用电气公司- 100 透平风扇。 它在1982年10月29日第一次飞，被亚历克斯驾驶狼和吉姆·麦金尼。 单个坐着的人有时被称为F 16 XL - 1，作为F 16 XL - 2的双坐飞机
标准的F-16的腹的鳍状物没被适合。 不在腹鳍和后部机身3 学位的使倾斜允许对登陆的攻击的巨大角，减少通路速度。 分裂空气动力减速装置给jetpipe 后的两边适合耗尽， 并且一次类似于那的阻力斜槽沟会议到挪威适合，比利时和委内瑞拉F-16被在垂直尾翼后沿下面安装。 阻力斜槽沟会议只对两个位子的F 16 XL被最初适合，但是在NASA 服务期间过后被对单个位子的F 16 XL 改装。
centerline 和两个进口车站对F - 16C - /D通用。 4 120 AIM AMRAAM 车站部分浸泡在飞行中根。 车站twn的4 hardpoints在下面每船舱内翼板，并且AIM - 9 / 导弹AIM - 120使横栏下水可能被运送每wingtip。
XL年F 16日的经营据报道十分不同于标准F-16的那，提供一非常顺利乘坐在高速在低高度。
在1981年3月， 那些USAF 宣布那天气是发展的将一新提前战术上战士替换那些低级，夜晚和严重天气角色禁止那些F-111。 自从F 16 XL已经在手头上， 一般力学进入XL年F 16日在比赛，屈服二个位子的F - 15B鹰的改写的麦克旦尼尔道格拉斯公司内。 在1984的2月，空军宣布它选择道格拉斯设计比起提议生产F 16 XL的版本来宁愿的麦克旦尼尔。 当F - 15E打鹰时，麦克旦尼尔道格拉斯提议过后进入生产。
有XL年F 16日赢得竞争，生产飞机将指定F - 16E(单个位子)和F - 16F(二个位子)。 合同在麦克旦尼尔道格拉斯，一般力学的损失返回两个F 16XLs 给福特堡在1985年夏天和把他们安置在贮存内。 他们已经分别做437 和361次航班。 虽然没有加力燃烧室点火的超音速的巡航是一个F 16 XL 计划的原先的目标，但是飞机从未完全达到这项伟绩。
在1988年后期，两件原型被从贮存带出并且移交给NASA。 他们被在用于评价空气动力学概念在支持的超音速的飞行期间改进翅膀气流的一个计划里使用。
第一个F 16 XL是在1989年3月9日的reflown并且在爱德华兹AFB 交付到埃姆斯-德赖登飞行研究设施。 这架飞机适合流动的laminar 修改研究有 一实验钛部分在它左锋与用虹吸管将一一层混乱表面空气通过减少洞的数百万极小激光的部分抽出的积极抽吸一起上。 有新翅膀的第一腾空在1990年5月3日进行，在控制的飞行员史蒂夫·伊什梅尔。 这架飞机已经被分配849的NASA 数目。
单个位子的F16XL在从4月到1994年11月的弗吉尼亚被短暂分配到NASA /兰利设备 作为评价可能的将来的高速市民的运输的构造的一项工程的部分评价起飞性能和发动机噪音。
第2 F 16 XL(75-0747)在爱德华兹AFB 去NASA 的德赖登飞行研究中心。 飞机已经运送NASA 846号(短暂)和848。 双坐飞机继续laminar 流动研究单个坐着的人起动。
F 16 XL的说明：
发动机： 一台普拉特&惠特尼F100 - PW - 200 透平风扇，有afterburning的23，770 磅。 最高速度： 以40，000英尺的马赫2.05。 尺寸： 翼展34英尺3英寸，长度54英尺2英寸，高度17英尺7英寸，翼地区646平方英尺。 重物： 43，000 磅与作斗争，48，000 磅最大的起飞。 军备： 0ne 20毫米的M61A1 大炮。 一颗AIM - 9响尾蛇导弹红外引导的空对空导弹可能被在每wingtip 带。 一个最多15，000 磅的外部军械负荷可能被带到17 外部hardpoints。
不对称布局的是F-16XL2，是在F-16XL的基础上改进，被NASA用来验证不对称布局的特点
进气道带小翼的是F16CCV，是在一架F16A型的基础完成，是用于研究随控布局（CCV）的实验飞机。CCV简单地讲就是将主动控制技术应用到飞机上，通过电传操纵，提高飞行品质的飞机。主动控制技术（ACT），就是在飞机总体设计阶段主动地将自动控制系统与气动布局、结构、动力装置等结合在一起进行综合的设计，从而全面地提高飞机的飞行性能并改善飞行品质。典型的ACT，我国的J-8IIACT实验机
进气道带小翼的是F16CCV，是在一架F16A型的基础完成，是用于研究随控布局（CCV）的实验飞机。CCV简单地讲就是将主动控制技术应用到飞机上，通过电传操纵，提高飞行品质的飞机。主动控制技术（ACT），就是在飞机总体设计阶段主动地将自动控制系统与气动布局、结构、动力装置等结合在一起进行综合的设计，从而全面地提高飞机的飞行性能并改善飞行品质。典型的ACT，我国的J-8IIACT实验机
最后修正2000年3月31日
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评价非常规的控制被数字化的系统指导的飞行使用CCV 表面的一架飞机， 空军系统命令的飞行力学实验室发起先进的战士技术综合(AFTI)计划。 在1979年，一般的力学被授予一份合同把第5 FSD F - 16A(75-0750)转变成AFTI 飞机。 它由于经验而获利与CCV一起获得(控制成形的车辆)F-16(72-1567)。
AFTI F-16在空气入口，已经取自CCV / F-16的这些表面下面装有双胞胎谣言表面安装。 飞机装有安放另外的电子的一根膨胀的脊骨。 一全部权力三倍数字化航班控制系统(DFCS)和使操纵攻击系统(AMAS)自动化有。 这个系统提供6 独立的自由度并且用一本50个单词的字典利用一个声音命令系统。 它被用于是容忍失误，以便没有单个的失败应该影响正确的操作。 如果发展的十分之一秒失误，系统能恢复到将允许安全的飞行继续的一种备用的状况。 为了警惕unforseen 故障类型，可以带来整个数字化的飞行控制系统停顿，系统合并一个简单的模拟候补的飞行控制系统。
AFTI第一次在1982年7月10日在福特堡喜欢空气，亚历克斯·V.沃尔夫在控制。 在卡斯韦尔AFB贯彻带的制造商审讯，得克萨斯，AFTI / F-16被一个飞行试验的两年的计划移到爱德华兹AFB。 测试的阶段我主要献身于评价DFCS并且与直接的translational的证实有关操纵能力。 测试的阶段我被在1983年7月30日完成。 在1984年第II 阶段测试从一个哑巴开始， 然后，一操作FLIR 爬上在飞行中根，F 16C标准航空电子设备适合，使操纵攻击系统自动化被安装。 在第II 阶段测试期间，这持续到1987， AMAS 起动AFTI / F-16 在一个恒定的攻角在全部3 把斧翻译和被离飞行矢量指到6 度。 >[? 数字化的飞行控制系统在调动过程中给飞行员新自由， 使假装非正统的飞行态度成为可能，使用鼻子指，直接的力量翻译和计俩的其他非常规的方法。 飞机也被用来测试并且评价多种单个地方的驾驶舱布局和系统。 飞行员评价机智并且使船顺风航行展示，声音相互作用命令系统，合成讲话声音警告，和触摸的显示屏幕。 这架飞机也从图形的空军微型电子计算机应用和交互式通讯(魔术)工程试用产品， 为在全部3 把斧的状态显示研究照片的形式。
在1987年9月， F-16 / AFTI 队得到协会的1987西奥多·冯·卡曼在科学和工程方面为最杰出的成就判给的空军。
在近年内，AFTI / F-16 变得与相关的近神情支持(CAS)研究，他们中的一些NASA 引导。 这些研究在1991年开始。 在这个构造过程中， 大的可调的腹的foreplanes被除去，并且各种各样的攻击红外传感器被装在wingroot 炮塔市集上，和在鼻子上方在驾驶舱的前面。 空气近的这些支持考试支持被提议的A-16或者其他未来空气结束支持/飞机禁止空气战场。 AFTI / F-16过后升级与一F 16C街区25 翼一起并且有街区40 F - 16C特征象APG - 68 雷达和LANTIRN接口那样。 它经历一个5 个阶段的CAS 评估计划超过1988-1991， 测试象自动目标在哪个目标数据转移从地面站那里或者从其他飞机到AFTI / F-16的handoff系统这样的低级战场禁止技术， 铺彭尼激光designator荚，离轴的武器启动技术和各种各样的数字化的系统。 AFTI / F-16在5月19日第一次发射一枚危害导弹， 在一次技术的示范过程中的作为太棒了的爪剑计划的部分的1994， 那可能用于敌人防空(SEAD)角色的抑制。 这目的游行示威这是显示怎样卫星的数据传感器， 通过支持aircrart 收到并且有相互关联，能允许一架攻击的飞机对选择的发射极指引武器。
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评价非常规的控制被数字化的系统指导的飞行使用CCV 表面的一架飞机， 空军系统命令的飞行力学实验室发起先进的战士技术综合(AFTI)计划。 在1979年，一般的力学被授予一份合同把第5 FSD F - 16A(75-0750)转变成AFTI 飞机。 它由于经验而获利与CCV一起获得(控制成形的车辆)F-16(72-1567)。
AFTI F-16在空气入口，已经取自CCV / F-16的这些表面下面装有双胞胎谣言表面安装。 飞机装有安放另外的电子的一根膨胀的脊骨。 一全部权力三倍数字化航班控制系统(DFCS)和使操纵攻击系统(AMAS)自动化有。 这个系统提供6 独立的自由度并且用一本50个单词的字典利用一个声音命令系统。 它被用于是容忍失误，以便没有单个的失败应该影响正确的操作。 如果发展的十分之一秒失误，系统能恢复到将允许安全的飞行继续的一种备用的状况。 为了警惕unforseen 故障类型，可以带来整个数字化的飞行控制系统停顿，系统合并一个简单的模拟候补的飞行控制系统。
AFTI第一次在1982年7月10日在福特堡喜欢空气，亚历克斯·V.沃尔夫在控制。 在卡斯韦尔AFB贯彻带的制造商审讯，得克萨斯，AFTI / F-16被一个飞行试验的两年的计划移到爱德华兹AFB。 测试的阶段我主要献身于评价DFCS并且与直接的translational的证实有关操纵能力。 测试的阶段我被在1983年7月30日完成。 在1984年第II 阶段测试从一个哑巴开始， 然后，一操作FLIR 爬上在飞行中根，F 16C标准航空电子设备适合，使操纵攻击系统自动化被安装。 在第II 阶段测试期间，这持续到1987， AMAS 起动AFTI / F-16 在一个恒定的攻角在全部3 把斧翻译和被离飞行矢量指到6 度。 >[? 数字化的飞行控制系统在调动过程中给飞行员新自由， 使假装非正统的飞行态度成为可能，使用鼻子指，直接的力量翻译和计俩的其他非常规的方法。 飞机也被用来测试并且评价多种单个地方的驾驶舱布局和系统。 飞行员评价机智并且使船顺风航行展示，声音相互作用命令系统，合成讲话声音警告，和触摸的显示屏幕。 这架飞机也从图形的空军微型电子计算机应用和交互式通讯(魔术)工程试用产品， 为在全部3 把斧的状态显示研究照片的形式。
在1987年9月， F-16 / AFTI 队得到协会的1987西奥多·冯·卡曼在科学和工程方面为最杰出的成就判给的空军。
在近年内，AFTI / F-16 变得与相关的近神情支持(CAS)研究，他们中的一些NASA 引导。 这些研究在1991年开始。 在这个构造过程中， 大的可调的腹的foreplanes被除去，并且各种各样的攻击红外传感器被装在wingroot 炮塔市集上，和在鼻子上方在驾驶舱的前面。 空气近的这些支持考试支持被提议的A-16或者其他未来空气结束支持/飞机禁止空气战场。 AFTI / F-16过后升级与一F 16C街区25 翼一起并且有街区40 F - 16C特征象APG - 68 雷达和LANTIRN接口那样。 它经历一个5 个阶段的CAS 评估计划超过1988-1991， 测试象自动目标在哪个目标数据转移从地面站那里或者从其他飞机到AFTI / F-16的handoff系统这样的低级战场禁止技术， 铺彭尼激光designator荚，离轴的武器启动技术和各种各样的数字化的系统。 AFTI / F-16在5月19日第一次发射一枚危害导弹， 在一次技术的示范过程中的作为太棒了的爪剑计划的部分的1994， 那可能用于敌人防空(SEAD)角色的抑制。 这目的游行示威这是显示怎样卫星的数据传感器， 通过支持aircrart 收到并且有相互关联，能允许一架攻击的飞机对选择的发射极指引武器。
随控布局飞机
开始人们对战斗机性能的认识经历了一个由片面到全面，由低级到高级的发展过程。
这个认识过程大致可分为三个阶段：
开始第一阶段，在70年代以前，人们主要是用飞机的状态参数，即飞机的最大速度和
升限等参数来衡量战斗机性能的优劣。
开始第二阶段，在70年代和80年代，人们又强调战斗机机动性的重要。衡量飞机的机
动性主要有以下两方面：1.常规机动性。主要是飞机在轴向加速度、曲线角速度、滚转角速
度和高度方面的改变能力。2.能量机动性，从飞机能量变化的角度来分析飞机的机动能力。
它包括动能和位能。
开始第三阶段，80年代以后，人们又强调了战斗机的敏捷性。所谓敏捷性简单讲就是
机动性和可操纵性的结合。它包括了加减速度变化率、角速度变化率、滚转角加速度等。如
何使飞机达到高敏捷性，必须从飞机设计上想办法，如果仍然按照常规的飞机来设计，很难
使飞机具有高敏捷性，而采用随控布局技术就不同了。
开始随控布局技术是指随着控制系统来进行飞机总体布局。具有这种技术的飞机装有各
种飞行状态传感器、计算机、自动控制系统。在飞行过程中机载计算机可根据飞行员的意
图、飞机的姿态、周围的气流条件，及时发出指令信号，主动控制各种操纵面，使操纵面上
的气动力按需要变化，以提高飞机的机动性。
开始随控布局飞机（ControlConfiguredVehicle即CCV）简单地讲就是将主动控制技术
应用到飞机上，通过电传操纵，提高飞行品质的飞机。概括地讲，随控布局飞机应用了两大
技术即主动控制技术和基本（常规）设计技术。主动控制技术（ACT），就是在飞机总体设
计阶段主动地将自动控制系统与气动布局、结构、动力装置等结合在一起进行综合的设计，
从而全面地提高飞机的飞行性能并改善飞行品质。
开始从设计角度讲，设计初始阶段就考虑了飞行控制系统对总体设计的影响，可充分发
挥飞行控制系统的潜力。从控制角度讲，在各种飞行状态下通过传感器的指令，按预定程序
操纵，可使气动力按需要变化，从而使飞机性能达到最佳。
开始主动控制设计技术与基本设计技术的区别是，基本设计技术是根据任务的要求，以
气动力、结构和动力装置三大基本因素来确定飞机布局的，如飞机不能完全满足设计要求，
这时才采用自动控制系统加以改善，也就是说，主动控制系统是后来加到飞机上的，对飞机
的结构没有直接影响。
而主动控制设计技术，则把主动控制系统提到和上述三个因素（气动力、结构和动力装
置）并驾齐驱的地位，也就是在飞机布局设计之初就把控制技术与基本的三大技术同时考
虑，因而使设计者可以利用飞行控制技术明显地提高飞行器的性能。
开始随控布局飞机也存在一定缺点，就是对自动控制系统的可靠性要求很高，一旦电子
设备出了故障，飞机就很容易出事故。
开始随控布局飞机的控制内容主要包括放宽静稳定性、直接力控制、机动载荷控制、阵
风缓和控制、颤振抑制控制、乘坐品质控制等项。从目前的随控布局飞机来看，有的应用了
其中的一项，也有的采用了其中多项。
开始1.放宽稳定性
开始为保证飞机飞行中有足够的稳定性，在常规飞机的设计中，必须使飞机的焦点位于
飞机重心后面一定距离，这样，当飞机受到扰动时，飞机本身就会产生恢复力距（稳定力
距），使飞机趋于恢复原来的姿态，而不需飞行员去操纵。不过，对稳定性的追求往往要牺
牲飞机的操纵性。若纵向稳定性太大则操纵费力，飞机不灵敏，机动性也差；若稳定性太
小，飞机又过于灵敏，不容易控制杆位移量。如果在设计飞机时，使飞机在亚音速飞行中稳
定裕量适中的话，那么飞机在超音速飞行中的稳定裕量就会显得过大（因为飞机从亚音速增
速到超音速的过程中，飞机的焦点会急剧后移如图1所示），以致影响飞机的机动性。而且
由于飞机焦点后移量大，其升力形成的下俯力矩就大，为了达到平衡，在平尾上就需要产生
一个较大的向下的配平升力，由于平尾偏转角度有限，只有增加平尾面积才行，这又会导致
飞机重量和配平阻力的增加。
开始如果放宽了飞机的静稳定性，就不会出现这样的问题。因为这种飞机在亚音速飞行
中，飞机的焦点位于飞机重心之前，从而加大了飞机的不稳定性，在近音速飞行中，飞机的
焦点与飞机重心相距很近，处于接近稳定状态，即中立稳定状态；而在超音速飞行中，飞机
焦点虽然移至飞机重心后面，但两者距离不会太大，即可将稳定裕量大大降低，从而显著改
善飞机的机动性能。那么，又如何保证飞机的稳定性呢？这就要求飞机装有优良而可靠的自
动控制系统，由它来保证飞机的稳定性。这就是放宽静稳定性（Relcxed Static
Stability，即Rss）的概念。
开始采用纵向稳定性放宽技术之后，不论飞机纵向是稳定的，是中立稳定的，还是不稳
定的，飞行员可统统按纵向稳定的情况进行操纵，因为升将舵（或平尾）是由计算机和电传
操纵机构根据传感器所感受到的飞行状态参数，按预定程序，自动进行控制的。所以飞机的
操纵性和机动性可得到明显改善。
开始由于采用放宽静稳定性技术的飞机，焦点在重心之前，其升力产生的是上仰力矩，
因此，在平尾上必须产生一个向上的配平升力来实现力矩平衡（如图2所示）。这就意味
着，在其它条件不变的情况下，飞机可获得较大的升力。当飞机处于超音速飞行时，尽管飞
机的焦点后移到重心之后但由于离重心的距离小，因此，升力产生的下俯力矩并不大，在平
尾上只须产生不大的向下配平升力就可实现力矩平衡，这样平尾面积就可大大减小。
开始F－4ECCV验证机，把纵向静稳定性放宽了4％后，起飞重量可减轻20％。
开始2.直接力控制
开始对于常规飞机来说，操纵面（升降舵、方向舵和副翼）偏转的直接效果主要是产生
操纵力矩（俯仰、方向和滚转力矩）来改变飞机的姿态，从而产生迎角、侧滑角和滚转角的
变化，以产生足够的气动力的变化，来改变飞机的飞行轨迹。所以飞行员在操纵以后，飞机
航迹不会马上改变，有明显的滞后作用。而采用直接力控制，可在不改变飞机姿态的条件
下，直接通过控制面造成升力或侧力来操纵飞机机动，从而达到精确控制飞行轨迹和增强机
动能力的目的。直接力控制包括直接升力和直接侧力两种控制。
开始采用直接力控制，可以大大改善飞机的操纵性，为实现飞机的精确操纵开辟了新途
径，为创造新的空战战术提供了条件。
开始3.机动载荷控制
开始常规飞机的机动飞行能力受失速迎角的限制。有的机型在大迎角下，还可能产生翼
尖失速，甚至会危及飞行安全。装有机动载荷控制系统的飞机，根据飞机过载的大小或根据
过载指令的大小，控制系统会自动地偏转机翼上的气动力操纵面，调整沿机翼展向或弦向的
气动载荷分布，从而达到改善机翼承载状况和增强飞机机动性的目的。例如，采用机动载荷
控制技术的F－4飞机与常规F－4飞机相比，当转弯30秒钟，前者已转过180°而后者只
转过135°。
开始对于轰炸机和运输机来说，主要是进行长时间的巡航飞行，机翼承载能力可按巡航
飞行状态的要求进行设计。在机动飞行中，通过飞行控制计算机自动偏转襟翼（包括前、后
缘襟翼），可以使机翼压力中心向机翼内侧移动，减小升力对翼根所形成的弯曲力矩，从而
减轻机翼的结构重量，提高飞机的航程和运载能力。例如，采用了机动载荷控制技术的B－
52飞机比常规的B－52飞机，在过载等于1的机动动作下，翼根弯矩减少40％，在随控布
局的C－5A军用运输机上，翼根弯矩减少30％～40％。
开始4.阵风缓和控制
开始飞机在较强的阵风下飞行，迎角、侧滑角，相对气流速度以及相应的气动力和力
矩，往往会发生明显的变化，从而引起飞机颠簸、摇晃、乘坐不舒适，也增加了飞行员操纵
飞机的困难。甚至还会因出现载荷过大，使飞机结构损坏。对于在低空执行任务的轰炸机来
说，还可能严重地影响武器投放和飞行安全。
开始装有阵风缓和控制系统的飞机，在飞行中遇有阵风时，安装在机身适当位的加速计
（敏感元件），将感受到阵风的加速度，并将信号输入机载计算机进行处理，然后由计算机
控制舵面偏转，使飞机的空气动力基本保持不变。这样，就可以大大缓和飞机对阵风的反
应。例如，F－8CCV，衰减阵风过载可达30％～41％，F－16CCV的衰减阵风过载可达50％
左右，效果都比较好。
开始阵风缓和控制系统主要是减弱阵风对飞机纵向运动的影响，如图3所示。实验表
明，采用阵风缓和控制技术后，在低空高速突防状态中，飞机结构在达到疲劳损坏之前的飞
行时间可增加11倍之多。
开始5.颤振抑制控制
开始过去防止飞机颤振的办法是加强部件的刚度或增加配重，以提高抗颤振的能力，结
果使机体重量增加。随控布局飞机采用颤振抑制系统，可在不增加飞机重量的条件下解决抑
制颤振的问题。该系统采用了加速度计传感器，分别置于机翼或其它气动力舵面的相应部位
上，来敏感颤振信息。
所测到的信号输给计算机处理后，会给出指令驱动舵机使气动力操纵面偏转，自动增大
颤振阻尼，从而抑制颤振的发生。这种控制系统的采用，可以减轻飞机重量，扩展飞机颤振
的临界飞行速度，从而提高机动性。研究结果表明，采用该系统后，歼击机的颤振临界速度
可提高30％左右。
开始6.乘坐品质控制
开始乘坐品质控制又称乘感控制。按常规设计的高速飞机，飞行中若遇到周期性阵风
时，机身会发生弹性振动，乘员会感到不舒服，从而影响飞行员的操纵，这就是所谓乘坐品
质问题。所以对飞机乘感控制的首要任务是抑制弹性振动。
开始抑制弹性振动的常规办法是增加机体的结构刚度，这样就会带来机体结构重量的增
加。乘坐品质控制的控制原理是，把测量机身弹性振动加速度的加速度计所感受到的信号输
入机载计算机，经过解算后，再控制舵机协调偏转抑振力操纵面，以达到抑制机身弹性振动
的目的。从而可改善空勤人员或旅客的乘坐舒适度。在轰炸机和战斗机乘员坐位处，要求改
善空勤人员乘坐的舒适度，而旅客机则要求改善沿整个机身的舒适性。这种控制，对军用飞
机而言，因减轻了空勤人员长时间飞行的疲劳，从而可改善执行任务的效果。例如，美国在
B－1战略轰炸机上采用了这种系统，就大大改善了长时间执行低空任务飞行员的乘坐舒适
性。
开始人们对战斗机性能的认识经历了一个由片面到全面，由低级到高级的发展过程。
这个认识过程大致可分为三个阶段：
开始第一阶段，在70年代以前，人们主要是用飞机的状态参数，即飞机的最大速度和
升限等参数来衡量战斗机性能的优劣。
开始第二阶段，在70年代和80年代，人们又强调战斗机机动性的重要。衡量飞机的机
动性主要有以下两方面：1.常规机动性。主要是飞机在轴向加速度、曲线角速度、滚转角速
度和高度方面的改变能力。2.能量机动性，从飞机能量变化的角度来分析飞机的机动能力。
它包括动能和位能。
开始第三阶段，80年代以后，人们又强调了战斗机的敏捷性。所谓敏捷性简单讲就是
机动性和可操纵性的结合。它包括了加减速度变化率、角速度变化率、滚转角加速度等。如
何使飞机达到高敏捷性，必须从飞机设计上想办法，如果仍然按照常规的飞机来设计，很难
使飞机具有高敏捷性，而采用随控布局技术就不同了。
开始随控布局技术是指随着控制系统来进行飞机总体布局。具有这种技术的飞机装有各
种飞行状态传感器、计算机、自动控制系统。在飞行过程中机载计算机可根据飞行员的意
图、飞机的姿态、周围的气流条件，及时发出指令信号，主动控制各种操纵面，使操纵面上
的气动力按需要变化，以提高飞机的机动性。
开始随控布局飞机（ControlConfiguredVehicle即CCV）简单地讲就是将主动控制技术
应用到飞机上，通过电传操纵，提高飞行品质的飞机。概括地讲，随控布局飞机应用了两大
技术即主动控制技术和基本（常规）设计技术。主动控制技术（ACT），就是在飞机总体设
计阶段主动地将自动控制系统与气动布局、结构、动力装置等结合在一起进行综合的设计，
从而全面地提高飞机的飞行性能并改善飞行品质。
开始从设计角度讲，设计初始阶段就考虑了飞行控制系统对总体设计的影响，可充分发
挥飞行控制系统的潜力。从控制角度讲，在各种飞行状态下通过传感器的指令，按预定程序
操纵，可使气动力按需要变化，从而使飞机性能达到最佳。
开始主动控制设计技术与基本设计技术的区别是，基本设计技术是根据任务的要求，以
气动力、结构和动力装置三大基本因素来确定飞机布局的，如飞机不能完全满足设计要求，
这时才采用自动控制系统加以改善，也就是说，主动控制系统是后来加到飞机上的，对飞机
的结构没有直接影响。
而主动控制设计技术，则把主动控制系统提到和上述三个因素（气动力、结构和动力装
置）并驾齐驱的地位，也就是在飞机布局设计之初就把控制技术与基本的三大技术同时考
虑，因而使设计者可以利用飞行控制技术明显地提高飞行器的性能。
开始随控布局飞机也存在一定缺点，就是对自动控制系统的可靠性要求很高，一旦电子
设备出了故障，飞机就很容易出事故。
开始随控布局飞机的控制内容主要包括放宽静稳定性、直接力控制、机动载荷控制、阵
风缓和控制、颤振抑制控制、乘坐品质控制等项。从目前的随控布局飞机来看，有的应用了
其中的一项，也有的采用了其中多项。
开始1.放宽稳定性
开始为保证飞机飞行中有足够的稳定性，在常规飞机的设计中，必须使飞机的焦点位于
飞机重心后面一定距离，这样，当飞机受到扰动时，飞机本身就会产生恢复力距（稳定力
距），使飞机趋于恢复原来的姿态，而不需飞行员去操纵。不过，对稳定性的追求往往要牺
牲飞机的操纵性。若纵向稳定性太大则操纵费力，飞机不灵敏，机动性也差；若稳定性太
小，飞机又过于灵敏，不容易控制杆位移量。如果在设计飞机时，使飞机在亚音速飞行中稳
定裕量适中的话，那么飞机在超音速飞行中的稳定裕量就会显得过大（因为飞机从亚音速增
速到超音速的过程中，飞机的焦点会急剧后移如图1所示），以致影响飞机的机动性。而且
由于飞机焦点后移量大，其升力形成的下俯力矩就大，为了达到平衡，在平尾上就需要产生
一个较大的向下的配平升力，由于平尾偏转角度有限，只有增加平尾面积才行，这又会导致
飞机重量和配平阻力的增加。
开始如果放宽了飞机的静稳定性，就不会出现这样的问题。因为这种飞机在亚音速飞行
中，飞机的焦点位于飞机重心之前，从而加大了飞机的不稳定性，在近音速飞行中，飞机的
焦点与飞机重心相距很近，处于接近稳定状态，即中立稳定状态；而在超音速飞行中，飞机
焦点虽然移至飞机重心后面，但两者距离不会太大，即可将稳定裕量大大降低，从而显著改
善飞机的机动性能。那么，又如何保证飞机的稳定性呢？这就要求飞机装有优良而可靠的自
动控制系统，由它来保证飞机的稳定性。这就是放宽静稳定性（Relcxed Static
Stability，即Rss）的概念。
开始采用纵向稳定性放宽技术之后，不论飞机纵向是稳定的，是中立稳定的，还是不稳
定的，飞行员可统统按纵向稳定的情况进行操纵，因为升将舵（或平尾）是由计算机和电传
操纵机构根据传感器所感受到的飞行状态参数，按预定程序，自动进行控制的。所以飞机的
操纵性和机动性可得到明显改善。
开始由于采用放宽静稳定性技术的飞机，焦点在重心之前，其升力产生的是上仰力矩，
因此，在平尾上必须产生一个向上的配平升力来实现力矩平衡（如图2所示）。这就意味
着，在其它条件不变的情况下，飞机可获得较大的升力。当飞机处于超音速飞行时，尽管飞
机的焦点后移到重心之后但由于离重心的距离小，因此，升力产生的下俯力矩并不大，在平
尾上只须产生不大的向下配平升力就可实现力矩平衡，这样平尾面积就可大大减小。
开始F－4ECCV验证机，把纵向静稳定性放宽了4％后，起飞重量可减轻20％。
开始2.直接力控制
开始对于常规飞机来说，操纵面（升降舵、方向舵和副翼）偏转的直接效果主要是产生
操纵力矩（俯仰、方向和滚转力矩）来改变飞机的姿态，从而产生迎角、侧滑角和滚转角的
变化，以产生足够的气动力的变化，来改变飞机的飞行轨迹。所以飞行员在操纵以后，飞机
航迹不会马上改变，有明显的滞后作用。而采用直接力控制，可在不改变飞机姿态的条件
下，直接通过控制面造成升力或侧力来操纵飞机机动，从而达到精确控制飞行轨迹和增强机
动能力的目的。直接力控制包括直接升力和直接侧力两种控制。
开始采用直接力控制，可以大大改善飞机的操纵性，为实现飞机的精确操纵开辟了新途
径，为创造新的空战战术提供了条件。
开始3.机动载荷控制
开始常规飞机的机动飞行能力受失速迎角的限制。有的机型在大迎角下，还可能产生翼
尖失速，甚至会危及飞行安全。装有机动载荷控制系统的飞机，根据飞机过载的大小或根据
过载指令的大小，控制系统会自动地偏转机翼上的气动力操纵面，调整沿机翼展向或弦向的
气动载荷分布，从而达到改善机翼承载状况和增强飞机机动性的目的。例如，采用机动载荷
控制技术的F－4飞机与常规F－4飞机相比，当转弯30秒钟，前者已转过180°而后者只
转过135°。
开始对于轰炸机和运输机来说，主要是进行长时间的巡航飞行，机翼承载能力可按巡航
飞行状态的要求进行设计。在机动飞行中，通过飞行控制计算机自动偏转襟翼（包括前、后
缘襟翼），可以使机翼压力中心向机翼内侧移动，减小升力对翼根所形成的弯曲力矩，从而
减轻机翼的结构重量，提高飞机的航程和运载能力。例如，采用了机动载荷控制技术的B－
52飞机比常规的B－52飞机，在过载等于1的机动动作下，翼根弯矩减少40％，在随控布
局的C－5A军用运输机上，翼根弯矩减少30％～40％。
开始4.阵风缓和控制
开始飞机在较强的阵风下飞行，迎角、侧滑角，相对气流速度以及相应的气动力和力
矩，往往会发生明显的变化，从而引起飞机颠簸、摇晃、乘坐不舒适，也增加了飞行员操纵
飞机的困难。甚至还会因出现载荷过大，使飞机结构损坏。对于在低空执行任务的轰炸机来
说，还可能严重地影响武器投放和飞行安全。
开始装有阵风缓和控制系统的飞机，在飞行中遇有阵风时，安装在机身适当位的加速计
（敏感元件），将感受到阵风的加速度，并将信号输入机载计算机进行处理，然后由计算机
控制舵面偏转，使飞机的空气动力基本保持不变。这样，就可以大大缓和飞机对阵风的反
应。例如，F－8CCV，衰减阵风过载可达30％～41％，F－16CCV的衰减阵风过载可达50％
左右，效果都比较好。
开始阵风缓和控制系统主要是减弱阵风对飞机纵向运动的影响，如图3所示。实验表
明，采用阵风缓和控制技术后，在低空高速突防状态中，飞机结构在达到疲劳损坏之前的飞
行时间可增加11倍之多。
开始5.颤振抑制控制
开始过去防止飞机颤振的办法是加强部件的刚度或增加配重，以提高抗颤振的能力，结
果使机体重量增加。随控布局飞机采用颤振抑制系统，可在不增加飞机重量的条件下解决抑
制颤振的问题。该系统采用了加速度计传感器，分别置于机翼或其它气动力舵面的相应部位
上，来敏感颤振信息。
所测到的信号输给计算机处理后，会给出指令驱动舵机使气动力操纵面偏转，自动增大
颤振阻尼，从而抑制颤振的发生。这种控制系统的采用，可以减轻飞机重量，扩展飞机颤振
的临界飞行速度，从而提高机动性。研究结果表明，采用该系统后，歼击机的颤振临界速度
可提高30％左右。
开始6.乘坐品质控制
开始乘坐品质控制又称乘感控制。按常规设计的高速飞机，飞行中若遇到周期性阵风
时，机身会发生弹性振动，乘员会感到不舒服，从而影响飞行员的操纵，这就是所谓乘坐品
质问题。所以对飞机乘感控制的首要任务是抑制弹性振动。
开始抑制弹性振动的常规办法是增加机体的结构刚度，这样就会带来机体结构重量的增
加。乘坐品质控制的控制原理是，把测量机身弹性振动加速度的加速度计所感受到的信号输
入机载计算机，经过解算后，再控制舵机协调偏转抑振力操纵面，以达到抑制机身弹性振动
的目的。从而可改善空勤人员或旅客的乘坐舒适度。在轰炸机和战斗机乘员坐位处，要求改
善空勤人员乘坐的舒适度，而旅客机则要求改善沿整个机身的舒适性。这种控制，对军用飞
机而言，因减轻了空勤人员长时间飞行的疲劳，从而可改善执行任务的效果。例如，美国在
B－1战略轰炸机上采用了这种系统，就大大改善了长时间执行低空任务飞行员的乘坐舒适
性。
多谢指教！
真楚兄是用的什么东西翻译的网页啊？把我头都看大了。。。[em08]
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'一般力学’ 是指通用动力吧
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还不如看原文，晕！
长知识啦...