主动控制技术
常规设计方法的设计步骤
采用主动控制技术的设计方法的设计步骤
主动控制系统是由以下几部分组成：测量驾驶员输入的传感器、测量飞机响应的运动探测器、高速计算机以及操纵面作动器，通过电传操纵系统的电子脉冲或光传操纵系统的光导纤维光路将它们连成一个系统.计算机可以将飞机的运动响应和驾驶员的指令加以比较，然后指令操纵面偏转以消除两者的偏差。可编程数字计算机软件还可判断是否要对飞机受到的(指令或非指令产生的)扰动加以响应。
采用主动控制技术可带来以下好处：可以在飞机设计中采用放宽静定度技术；可以在机动飞行中保护飞机受到的载荷不会超过气动力和结构极限可自动阻止尾旋(在飞机达到这些极限时，剔除驾驶员信息)；可减轻阵风响应，改善飞机的低空乘座品质,在机动飞行时可将机翼载荷转移到内部；以及抑制抖振.所有这些又都提高了机体的使用寿命。
对于没有备份机械系统的主动控制系统来说，安全可靠要求系统有高度的完整性．要使系统能经得住两个类似的故障而不降低使用性能，灾难性的故瘴要求第10飞机小时只出现一次,所以一般要求四余度系统。
气动弹性剪载
机翼在气动载荷作用下会发生弹性变形，如翼梢上起的弯曲变形，后掠机翼的头部下偏的扭转变形。气动弹性剪裁就是利用碳纤维复合材料各向异性的持点．通过合理的铺层，按照所需要的方向增强机翼的强度和刚度，控制机翼在弹性交形中的扭转轴和扭转度，从而使机翼始终处于较为合理的气动流场和翼载分布中。如,对于后掠机翼在大迎角时通过气动弹性剪裁增加翼梢区的头部下偏扭转,减小其局部迎角，延迟分离，全机的总的可用升力就可得以增加、前掠翼可以用气动弹性剪裁防止翼梢弹性发散；气动弹性剪裁还可增加效展弦比，从而威小全机的诱导阻力。
近耦前翼
“阵风”带有一对近耦安装的后掠式前翼
在机翼前方配置近距耦合的前翼,当前翼的脱体涡流扫过机翼时,可产生以下增益:1、可延迟机翼失速，获得较大迎角升力，提供过失速飞行状态时的稳定度；2、和气动弹性剪裁的后掠翼联用有助于使机翼产生接近椭圆的展向压力分布，从而减小了阻力；3、和前掠翼联用可延迟机翼根部区的失速，以及增加可用升力；4、特别适宜于和三角翼机翼匹配，可减小起飞着陆距离、增加机动能力，以及可减小飞机总体尺寸，降低成本；5、可用来作为直接力控制技术的很有效的操纵面，并很适合放宽静稳定度技术的采用。
直接力控制
J-8ⅡACT采随控布局，装备火/飞/推综合控制系统，具备直接力控制能力，能作一些高难度机动，像是S型转弯、跃升、半滚倒转、斤斗、半斤斗倒转、尾冲、水平8字、垂直8字等，中低空操作性能十分优异。
常规的飞机在作爬升和转弯时，都必须首先改变飞机本身的姿态（俯仰或滚转）。而采用直接升力控制可使飞机直接向上平移，直接侧力控制可作直接横向平移等。这不仅大大提高了飞机的格斗机动能力，还大为提高了武器瞄准和发射精度以及躲避敌方武器攻击的能力。直接力控制可以和总体飞行及武器发射系统组合成一个自动的技术判断、采集、武器跟踪及瞄准的武器发射系统，并和主动控制系统联用，从而进一步提高其作战能力。
任务适应机翼
战斗机的机翼布局对不同飞行任务往往是很矛盾的。超音速飞行要求机翼采用薄而对称的翼型以求最小阻力，而这种薄翼在亚音速时效率很低，而且在稍大迎角时就会分离而限制了可用升力；低速飞行为了获得最大的升力，要求采用厚或大弯度翼型的机翼，这又会给超音速飞行带来惊人的波阻。任务适应机翼就是通过人为的或自动地对前、后缘襟翼，按照不同的M数、迎角要求加以偏转管理，使它们增加或减少偏度来控制机翼的弯度，以适应高、低速不同飞行任务的要求。
弯度的改变可以通过计算机控制连续变化以得到最佳升阻比，襟翼和机翼采用无缝连接以减小阻力；在超音速飞行时，弯度调节还可将升力中心向前移动，以减小配平阻力；在低超音速时又可调节弯度，抑制前缘涡的形成以减小阻力。调节弯度还有其它作用：在机动飞行时，可以使外段机翼卸载，以减小机翼弯矩；可减轻阵风响应；可用作直接升力；用于滚转操纵以代替常规的副翼或扰流片。
放宽静稳定度
超-7在设计中采取了“放宽静稳定度”设计，但是本着够用就行的原则，不将其稳定度放宽到0，超-7的稳定度仍是正值，属于稳定布局的飞机。
常规的飞机都有一定的静稳定度,这时升力中心的作用点是在飞机重心的后面,平尾一般要产生向下的升力来维持力矩的平衡,总的升力就要降低,静稳定度越小,升力损失就越小,如果是静不稳定的飞机,平尾的配本升力就为正的,使总的升力增加.按静不稳定的设计的飞机,机翼尺寸可以同类静稳定飞机减小15%.但是,放宽静稳定度的飞机必须采用主动控制系统,使飞机人为地保持稳定.
推力向量
这个概念是利用发动机的喷流,或直接转成垂直方向,或和机翼襟翼配合产生超环量流和推力转向喷流来提供足够的升力,以大大改善飞机的短距甚至垂直起飞性能和机动性能.特别是在过失速飞行中,推力向量可更有效地用于俯仰操纵,以及利用左右喷管不同方向和推力控制产生需要的各种操纵力.
推力向量一般有二元大展弦比矩形喷管,利用"百叶"式活门控制喷流的大小和方向,以及类似"鹞"式飞机那种可以旋转的圆形喷管.
我们可以通过图解来了解推力矢量技术的原理。
普通飞机的飞行迎角是比较小的，在这种状态下飞机的机翼和尾翼都能够产生足够的升力，保证飞机的正常飞行。当飞机攻角逐渐增大，飞机的尾翼将陷入机翼的低能尾流中，造成尾翼失速，飞机进入尾旋而导致坠毁。这个时候，纵然发动机工作正常，也无法使飞机保持平衡停留在空中。
然而当飞机采用了推力矢量之后，发动机喷管上下偏转，产生的推力不再通过飞机的重心，产生了绕飞机重心的俯仰力距，这时推力就发挥了和飞机操纵面一样的作用。由于推力的产生只与发动机有关系，这样就算飞机的迎角超过了失速迎角，推力仍然能够提供力矩使飞机配平，只要机翼还能产生足够大的升力，飞机就能继续在空中飞行了。而且，通过实验还发现推力偏转之后，不仅推力能产生直接的投影升力，还能通过超环量效应令机翼产生诱导升力，使总的升力提高。
装备了推力矢量技术的战斗机由于具有了过失速机动能力，拥有极大的空中优势，美国用装备了推力矢量技术的X-31验证机与F-18做过模拟空战，结果X-31以1:32的战绩遥遥领先于F-18。
无垂尾布局与“静”操纵面
LCA采取无尾三角翼布局，进气道位于机身两侧机翼下方。
美国飞机设计人员目前面临的一大挑战之一就是要回答"垂尾究竟有什么用"?因为现代战斗机似乎都要一个尺寸相当大的垂尾,不仅很重,又容易被雷达探测,既增加了飞机的阻力,又会带来如疲劳等一系列结构上的问题.据莱特试验室的"多轴矢量推力"计划主任说,美国空军已经提出,希望用推力矢量加上一些新的操纵方法来代替垂尾的俯仰、滚转和偏航稳定性和操纵。一旦能去掉垂尾，除隐形外，带来的其他的好处将是多方面的。飞机可以设计更小，气动性能大大提高，因而可以更快，机动性晚好，当然也降低了飞机制造成本。
无垂尾飞机的另一关键技术是要依靠强矢量推力操纵的辅助操纵方法，因而空军正在研究“静”就不会增加雷达反射面积。据莱特试验室内气动性能组的技术主管解释，其中一种方案是将气动操纵面置于发动机的排气流中，因而可以通过这种操纵面的最小的机械运动产生最大的可用操纵力。另一种方法就是在机体前部设置顺流向的小翼刀或迎流向的可转动的操纵面，提高大迎角操纵性能。
保形挂架
保形油箱下的 6 个挂架，每个挂载一枚 MK82 炸弹
从保形飞机气动性能观点来说，战斗机最好采用机内武器舱加挂所需的武器。但这种做法必然要加大飞机尺寸，一般要为此付出10-15%，甚至更多重量代价，而且不管装什么武器总是会浪费些空间，所以，美国空军正在加强对保形挂架的研究。风洞试验表明，保形挂架战斗机的全载布局的航空程可以双全外挂布局增加40%，而且飞机M数可达到“干净”布局最大M数的80-90%。未来战斗机的武器布局最合理的是将小型武器(如短程导弹)置于内武器舱,而把大型武器(如先进对地攻击导弹、先进中程空战导弹)置于保形挂架。内部武器舱主要要解决当舱门打开时的气动弹性抑制技术。
削短进气道、简化尾喷管
美国空军飞行动力管理局的机体发动机综合办公室的设计人员正着重于探索进气道的设计。因为飞机在飞行中，当高速的直流空气流流进进气道时将会在发动机内部造成极大的紊流，经常会引起各种不确定的对性能的不利干扰，因而要找到一种更好的引导空气光滑地进入发动机的技术也是未来战斗机的一个关键技术。技术人员虽然已找到了一些较好的进气道设计，但因为其结构往往十公复杂，包括许多可动部件，从而要占据较大的体积。例如F-15的进气道就包含有7个制动器专用于减缓进气道的气流。目前战斗机的进气道长度一般为其直径的5倍。
美国空军飞行动力管理局的机体发动机综合办公室还在为设计未来战斗机的矢量推力尾喷管而努力。他们认为现在这类尾喷管太重，结构太复杂，根本谈不上高性能、高生存性和低成本。因而他们现在针对无垂尾、1360千克以下起飞重量的飞机布局研制一种独特的尾喷管系统。
轻重量起落架
在飞机部件中，起落架仅仅用于起飞和着陆中，在其他飞行阶段它完全是个负担，因而拿起起落架开刀也是未来战斗机的一个革新重点。
起落架的重量一般要占飞机总重的3-4%，虽然复合材料的进展可望降低到2%，但其主要结构仍是钢和铝，既重又容易被腐蚀，所以在目前航空飞机维修费中，起落架高居第三位。另一方面，起落架的性能直接关系到乘员的生命，需要精细和复杂的结构保证，才能完全使用，美国空军一直避免对起落架设计作重大的改动，或者说它从来不是研究与发展的重点。现在的观点有了重大的改变，研究员正在寻求新材料的起落架设计，如制造钛基复合材料起落架支柱，与高强度钢起落架支柱相比，抗腐蚀性能可提高10倍，重量可减轻30-40%。
磁浮轴承
战斗机的发动机和所需的重量占到飞机总重的50%。莱特试验室内研究人员深信，目前正在开展的几个发动机的发展计划可使未来的战斗机的重量和尺寸都减到一半以上。其中，最大的希望是来自先进的轻重量、可耐更高强度的材料的进展，如金属-有机材料、陶瓷基复合材料。这项工作正在按照“综合高性能涡轮发动机技术”计划进行着。目标是要得到重量很轻、推重比很大的发动机技术。
除先进材料外，另一重大技术进展将采用磁浮轴承，让压缩器和涡轮轴在磁场下作几乎有摩擦力的旋转。由于绕着这些轴的磁场是各向均等的，因而整个系统将是自稳定的。磁浮轴承可以取消目前十分笨重的润滑系统工程液压系统，不仅减轻了重量，也提高了可靠性，因为由目前机械轴承结构所带来的转子寿命、疲劳、不平衡和动力学问题都可消除，转子的工作状态将大大得到改善。此外，压缩器与涡轮之间的间隔也可以做得更紧凑，从而提高了工作效率。研究人员估计，磁浮轴承将可减少发动机重量10%，使推重比提高4%，同时还将改进油耗，美国空军希望在近几年内能找到究竟需要多大的磁场才能满足支撑系统的需要。
耐高温的复合材料
F—22是美国战斗机中使用钛合金与复合材料最多的机型。其中钛—64合金约36％、热定型复合材料约24％、铝合金约16％、钢约6％、钛—52222合金约3％、热塑复合材料1％多些、其它约15％。F—22机身蒙皮全都是高强度、耐高温的BMI复合材料。
美国空军全力支持先进复合材料的研究与发展工作，认为它将给飞机设计带来革命性的变化，ATR-700材料，它是一种用在有机基复合材料中耐高温的有机基树脂。这种材料在700华氏高温下工作100小时只发生很小的劣化。高温轻重量材料在飞机上应用将很广。例如原F-117的机身后缘出现周期性的热损伤的问题，ATR-700材料使这些部位的有机基复合材料的耐温能力提高了150华氏度，从而既提高了战斗机的性能，又保持了低可探测性特性。
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