F35泄密内部资料：大迎角飞控AIAA-2019-3227_英译中

2019年6月17日至21日，德克萨斯州达拉斯AIAA航空2019论坛

F-35大攻角

飞行控制发展和飞行试验结果

Daniel G.Canin，1 Jeffrey K.McConnell，2和Paul W.James3

洛克希德·马丁航空公司，德克萨斯州沃斯堡，76108，美国

         F35泄密内部资料下载：

链接: https://pan.baidu.com/s/1rNGqdQ20TNlIzKj85z1e-Q?pwd=yugt 提取码: yugt

F-35的定义要求涉及其射程、性能和第五代作战能力，包括全方位隐形、传感器融合和网络作战。满足特征和性能要求，同时提供强大的大迎角（AOA）机动能力，这给构型和飞行控制设计带来了挑战。选择非线性动态反演（NDI）作为飞行控制方法，其依赖于高精度的飞机状态信息和机载空气动力学建模，在应用于高AOA状态时带来了额外的挑战。本文介绍了F-35高AOA飞行控制系统在系统开发和演示（SDD）阶段进行的开发和测试，重点介绍了控制律开发、技术挑战和关键飞行测试结果（图1）

图1。作者驾驶F-35C试验机CF-5进行高AOA机动（2014年1月8日）。

         
2019年10月514日至6月327日

                       α            = angle of attack

α-点            =攻角变化率

β            = sideslip angle

β-点            =侧滑角变化率

φ、 θ，ψ            =欧拉滚转角、俯仰角和偏航角

I.          
术语

Cl、Cm、Cn=车体轴线气动滚转、俯仰和偏航力矩系数

Clβ、Cnβ                   =侧滑引起的车体轴线气动滚动和偏航力矩

Cnβ

^{1名实验试飞员（高AOA铅，F-35B/C），洛克希德·马丁公司。}

^{洛克希德·马丁公司2架F-35稳定与控制首席工程师。}

^{3架F-35控制律设计工程师（高级AOA负责人），洛克希德·马丁公司。}

批准于2018年12月13日公开发布，JSF18-1039

1

版权所有©2019，洛克希德·马丁公司所有。经许可，由美国航空航天学会股份有限公司出版。

II.

F-35独特的战术能力，包括全方位隐身、先进的传感器融合和网络作战，支持了一个强有力的论点，即在可视范围内（WVR），高攻角（AOA）机动（即混战）可能已经成为过去。事实上，仅远视空对空导弹的出现就使得任何战斗机都必须避免近距离低速交战。也就是说，在某些情况下，WVR参与可能是不可避免的，例如当参与规则需要视觉识别时；当机载导弹耗尽时；或者当飞机被要求停留在威胁区域以保护地面上的资产时。即使这些场景在战斗中很少遇到，对它们的训练也会导致日常暴露

高AOA状态，伴随着失控飞行（OCF）的风险。

·能够执行直到失速AOA的空对空跟踪任务。§

·在失速后飞行状态下提供积极且可预测的俯仰、偏航和滚转控制响应。

·抗拒离开**

·使用最小飞行员输入的空气动力学控制，从所有失控模式中恢复。

F-35设计团队面临的挑战是从一架配置几乎完全由其他要求驱动的飞机上提取所需的高AOA机动能力。

III.飞机描述

F-35是一个单座、单引擎、全天候的系列，专为执行任务而设计。该家族由图2所示的三种变体组成：F-35A（CTOL）变体、F-35B（STOVL）变体和F-35C载体变体（CV）。隐身战士地面攻击空气优越常规起飞d着陆短距起飞和垂直降落

图2 F-35变体。

^{§出于这些要求的目的，F-35的失速AOA被定义为最大升力系数（CLmax）的AOA。}

^{**如果这样做会不必要地限制能力，那么抵制离境的意图不一定是无忧无虑或防离境。其愿望是结合适当的飞行控制功能，以保护飞机在合理预期的机动过程中不会失去控制。}

A.飞行控制表面    

F-35的飞行控制面是传统的，由后缘襟翼（TEF）、水平尾翼（HT）、双舵和全翼展前缘襟翼（LEF）组成。副翼仅包含在CV变体中。LEF与马赫数和AOA对称安排，以优化性能并提高AOA升高时的横向/方向稳定性，但不积极用于控制。

影响高AOA空气动力学的设计特征在三种变体中有显著差异：

·STOVL变体具有与CTOL相似的平面形状，但与其动力升力系统相关的上机身轮廓对AOA升高时的涡流行为有重要影响。更重要的是，STOVL飞机的最大速度和Nz要求较低，使HT的面积相对于CTOL减少了9%。虽然STOVL飞机有一个用于动力升力操作的矢量喷管，但它不用于高AOA。

形状与其他两个平面形状的差异最为明显。船上发射和回收的要求导致机翼比其他两种变体大45%，并增加了副翼以增强低速时的滚转和飞行路径控制。此外，由于飞机的进近速度较低，惯性较大，CV的水平和垂直尾翼要大得多。

B.控制面监测和驱动

F-35是第一架使用电力驱动其主要飞行控制表面的载人战斗机。TEF、HT和方向舵由电液静压致动器（EHA）驱动，每个致动器由一个集成的270V电机、液压泵和储液器组成[1]。相对于传统的液压系统，EHA提高了飞行控制系统的可维护性、可靠性和生存能力，但也带来了自身的挑战。由于泵的旋转方向决定了表面运动的方向，因此电机和泵必须在每个控制表面反转时反转方向。在减速循环期间，通过再生制动来辅助电机反转。在低空速和高AOA下，控制面通常以其速率极限运行，频繁反转，从而产生大量的再生能量。

耗散这种能量对EHA和相关功率开关设备的设计和冷却提出了重大挑战。

飞行控制系统连续监测控制面速率和偏转，其极限如表1所示。这种反馈不仅用于故障检测和调节，而且用于提高高AOA飞行质量和起飞阻力（DR），如后所述。

C.燃料系统和仓库管理系统

         
表1。控制表面偏转极限

（以度为单位）

F-35使用非线性动态反演（NDI）需要以足够的精度和冗余度了解飞机的质量特性，以用作控制律（CLAW）的主要输入。这种依赖性对飞机燃油量测量和存储管理系统的准确性、可靠性和故障检测能力提出了严格要求。这项投资的回报是能够在无需飞行员交互的情况下，在各种载荷和燃料状态下优化处理质量。这种能力在高AOA下尤其有价值，在高AOC下，机动性能和指挥限制可以根据质量特性进行密切调整，从而避免了传统战斗机通常采用的过于保守（最坏情况）的限制。

D.空中数据系统和战术导航系统

F-35气动空气数据系统（ADS）使用两个狗腿式探头和两个齐平安装的端口，它们位于机器下方的前机身上，就在雷达罩的后部（图3）。这些传感器用于测量AOA、侧滑角、静压（Ps）和总压力（Ptotal）。在非常低的速度或极端AOA或侧滑角下，当气动测量变得不可靠时，系统转换为惯性导出的AOA、侧滑和Ptotal。为了支持这些惯性参数的计算，空气质量（风）的速度是连续计算的

无论何时飞机处于气动空气数据包络中。当在气动空气数据包络线之外时，存储的风信息与飞机的惯性速度††一起使用，以导出所需的空气数据参数。    

图8左舵、HT和襟翼的偏航控制功率。

为了说明方向舵控制功率的限制如何在高AOA下影响操纵性，考虑15度差速襟翼产生的1g滚转。图9比较了当单独使用时，协调这种滚转所需的方向舵和差动HT的量。随着AOA的增加，所需的偏航力矩增加，方向舵是优选的表面，因为它产生了相对纯的偏航，而相对侧倾最小。随着AOA的进一步增加，方向舵有效性的降低最终导致其饱和，需要差分HT来协调滚转。然而，压差HT会产生与襟翼相反的滚转力矩，从而降低滚转率

图9协调代表性滚转所需的方向舵与差速HT。

可实现。此外，可用于偏航的差分HT的量可能受到俯仰所需的对称HT的量的限制，俯仰具有优先权。在俯仰轴和偏航轴之间正确分配HT对于在高AOA下最大限度地提高机动性同时避免偏离至关重要。

IV.控制法设计

F-35是第一款将NDI作为其线控（FBW）控制系统的控制分配方案的生产战斗机[2，3]。与使用预编程（计划）增益的传统FBW方案不同，NDI方法允许飞机基于飞机质量特性、稳定性和控制特性的详细机载模型（OBM）来确定飞行中的控制解决方案。

在NDI实现中（图10），所需的飞行质量（飞机对操纵杆和踏板输入的响应）包含在前端、命令和调节器模块中。这些模块的输出是实现这些响应所需的俯仰、滚转和偏航加速度。提供这些加速度所需的增量效应器命令由效应器混合器（EB）基于从OBM接收的信息在后端计算。

图10控制法结构。

在为F-35选择NDI的许多考虑因素中，一个主要因素是NDI在STOVL中管理复杂的推进和空气动力学控制分配挑战的能力。然而，NDI对高AOA飞行状态的适用性并没有被视为NDI的优点。具体关注的问题包括对高度非线性和不对称的稳定性趋势进行精确建模的能力、复杂的控制相互作用以及显著降低的控制面有效性。因此，在开始详细设计之前，有必要评估在高AOA下使用NDI的潜在利弊。该分析的结论是，尽管存在一些令人担忧的领域，但不存在任何问题会阻碍在整个高AOA范围内使用NDI，或需要对基本NDI方法进行根本性更改。事实上，OBM中包含的广泛信息有可能在高AOA下提供显著的控制效益。

A.高AOA CLAW模式

F-35在低到中等AOA下的上飞（UA）控制规律是大多数FBW战斗机的典型规律：纵向操纵杆在低速时命令俯仰率，在高速时命令Nz；横向操纵杆指令飞行路径周围的滚转率；踏板指令侧滑。

图12和图13对银行间的比较

         
图11上下控制规律。

使用两种横向方向指令模式的机动：仅使用横向操纵杆的侧倾率指令和使用操纵杆和踏板的横摆率指令。

·对于仅斗杆的情况（图12），指令参数为稳定轴侧倾率，其表现出良好控制的一阶响应。横摆率遵循横摆率，导致侧滑接近于零。    

时（图13），主要命令参数是车身轴横摆角速度，它可以很好地控制，只需轻微的超调。CLAW不是试图协调滚转，而是使用飞机的自然稳定性（Cnβ和Clβ）来产生滚转和偏航力矩，从而命令证明侧滑。

B.离港预防

高度增强战斗机飞行员最普遍的看法之一是，为防止偏离而引入的CLAW功能（最显著的是AOA和滚转/偏航率命令限制器）是不必要的干扰，并阻止飞行员从飞机上获得最大的机动性。从历史上看，这种看法是有一定道理的。不太复杂的设计需要更多的保守性来提供所需的偏离保护水平。例如，最初的F-16 CLAW的复杂性受到计算能力和CLAW可用的飞机状态信息的限制，导致其DR功能设计的妥协和简化。例如，F-16俯仰轴限制器基于AOA和G的简单时间表。这种简化的结果是，随着AOA的增加，可用的G减少（AOA仍低于绝对AOA极限），留下一些机动能力不可用。相比之下，F-22能够利用其更大的计算能力和飞机状态信息，融入更复杂、侵入性更小的DR功能。F-35延续了这一趋势，使用其NDI控制结构和显著增加的状态信息来支持远远超出传统命令限制器的DR逻辑。通过持续监测测量和预测的飞机状态（马赫数、动压、角速率、质量特性、效应器位置和OBM预测的加速度），F-35 CLAW以尽可能少的干扰方式预测和响应潜在的起飞条件。

F-35 AOA和指令限制器的简要说明见以下小节。尽管限制器是单独描述的，但重要的是要注意，它们并不是孤立地起作用的。传统系统根据其他轴的最坏情况输入在每个轴上设置限制，而F-35则采取了更具适应性的方法，为每个轴建立基线限制，然后根据其他轴上的速率和命令实时修改。设计和调整这些特性是高AOA CLAW开发中更具挑战性的方面之一。其结果是，飞机在尽可能多地失去控制的同时，对起飞具有极强的抵抗力。

AOA限制器    

F-35中的AOA限制器代表了相对于传统飞机在复杂性和性能方面的重大飞跃。限制器计算的输入包括纵向重心、横向不对称性、马赫数、外部存储器配置、WBD位置、控制面故障以及空中数据、燃料计量、电气和战术导航系统的故障。这些不同的AOA限制器时间表并行运行，并应用最严格的限制。

达到了AOA和Nz极限。

滚转/偏航限制器

         
图14 AOA限制器随

燃料（CTOL清洁机翼配置）。

横轴和定向轴上的指令限制是根据AOA、动压、马赫数、储存载荷和重心来安排的，然后根据实际飞机动力学的反馈进行调整。基于反馈的调整是选择性的和临时的，根据观察到的飞机速率和加速度参数（α-点、β-点、Pb点等）降低适当轴上的限制。这些调整对于最大限度地提高机动性至关重要，因为它们排除了过多限制、先发制人的指挥限制的需要。虽然这类自适应限制器对任何战斗机的设计都很重要，但对基于NDI的高AOA CLAW来说尤其重要，因为它们对该系统中常见的空气动力学建模误差具有鲁棒性。

在控制权限有限的低速情况下，滚转/偏航指令限制的设计是由操纵质量考虑而非DR考虑来指导的。例如，对侧倾率的限制是这样定义的，即在一个方向上开始的侧倾可以被阻止和逆转，而不会出现不可接受的倾斜角过冲（侧倾滑行）。在没有定义可接受海岸水平的指导意见的情况下（MIL-STD-1797对此没有提及[7]），指挥限制是基于飞行员模拟和飞行经验，包括从F-16和F-22中吸取的经验教训。

在高速下，横向/方向控制极限由控制表面载荷限制和与陀螺（惯性）耦合相关的偏离考虑因素决定，因为在该状态下的滚转率可能很高。举例来说，典型的惯性耦合偏离可能始于低AOA下的剧烈滚转和突然的俯仰命令。随着AOA的增加，偏航控制可能无法平衡该机动中产生的惯性和空气动力学力矩，导致侧滑增加和潜在偏离。防止耦合纵摇-纵摇偏离的一种简单方法是基于可用的偏航控制和在该条件下可实现的最大纵摇率来限制横摇率。虽然这种解决方案是有效的，但对于飞行员无意同时应用滚转和俯仰输入的情况，这种解决方案会过于限制。相比之下，F-35根据飞行员的实际控制输入来限制滚转率。有了可用的偏航控制的准确知识，以及作为质量特性和侧倾率函数所需的偏航控制准确预测，CLAW将仅将侧倾命令减少防止偏离所需的量。如果飞机在进行俯仰输入时已经在高速滚转，CLAW将暂时降低俯仰速率命令，直到滚转速率降低，此时俯仰速率命令

恢复完全权限。基于指令和反馈的限制相结合，在高AOA下提供了增强的灵活性和可预测性，同时最大限度地提高了机动能力。    

C.自动恢复模式

F-35有两种自动恢复模式：一种是反旋转模式，用于对抗非指令偏航率，另一种是自动俯仰摇杆（APR），用于响应锁定的深失速。考虑到这些模式的关键性，它们必须以稳健和可预测的方式运行，并且对建模错误或传感器故障不敏感。

自动变桨摇杆模式

APR设计用于在没有飞行员输入的情况下识别深失速并从中恢复。APR使用的恢复策略源自为F-16深失速恢复开发的手动俯仰超控（MPO）技术，在该技术中，飞行员使用MPO直接控制尾部，并手动俯仰使飞机摆脱深失速。从F-16的深度失速中恢复依赖于飞行员适时输入，其成功与否取决于飞行员对该技术的熟悉程度。从F-16中吸取的经验教训，再加上F-35中可靠的飞机状态数据，使F-35 APR得以开发出高效、稳健和自主的。

当AOA稳定在CLAW极限以上，俯仰率下降到阈值以下时，APR宣布深度失速，表明机头挂起。APR然后使用俯仰速率反馈使飞机俯仰摆动，直到AOA返回到基本CLAW包络内。

最初的APR设计非常有效，但对进入标准和模式本身进行了改进，其中一些在飞行测试结果部分进行了讨论。这一发展的结果是一个APR系统，它能持续自主地将飞机从最坏的深失速条件下恢复过来，包括最尾部的CG与WBD故障打开相结合。

反旋转模式

防旋转功能包括旋转恢复模式和偏航率抑制模式。正如它们的名称所示，这些模式的主要功能是（a）阻止与初始或完全发展的自旋相关的大的自推进偏航率，以及（b）在可能持续自旋的高AOA条件下抑制偏航率。以下描述的这两个功能与APR以互补的方式协同工作，无论装载或燃料状态如何，都可以从任何类型的出发中自动恢复。

·如果在可能持续旋转的高（正或负）AOA下，身体轴偏航率超过定义的阈值，则启用旋转恢复逻辑。横摆角速度阈值是速度的函数，超过了最激烈机动过程中的预期值。当自旋恢复逻辑被激活时，HT和偏航率之间的关系（增益）基于横向CG进行调度，并使用偏航率和偏航加速度反馈来确保所有负载的快速、平稳恢复。

·当正AOA限制器超出指定量时，会调用横摆率抑制逻辑。AOA时间表的设计不会导致轻微AOA限制器超调时的啮合。在负AOA时不会调用偏航率抑制，因为飞机没有反向深失速，方向舵和垂直尾翼在负AOA。

反自旋CLAW的一个关键因素是HT优先级的变化。在正常飞行过程中，CLAW在使用HT时优先考虑俯仰控制（相对于偏航控制）。这种优先权确保尽可能精确地保持AOA或Nz，即使以横向/方向控制为代价。然而，在高AOA偏离情况下，最小化偏航率是至关重要的，因为即使是低的持续偏航率也会显著延迟或完全阻止成功恢复。因此，当启动旋转模式时，HT优先级转移到滚转/偏航轴，并且

即使APR处于活动状态，也会牺牲变桨控制（如有必要）。一旦偏航率降低到一个低值，保持低偏航率所需的差动HT的大小相当小，留下相当大比例的对称HT可用于APR或直接机头向下恢复。    

除了轴优先级之外，反旋转恢复模式有效性的另一个关键是应用于体轴偏航率的先进自适应滤波器系统。最初的F-16设计在深度失速时试图控制偏航率时过于激进，导致俯仰摆动无效，在一种情况下，恢复极为延迟。这一事件导致滤波器设计对稳态横摆角速度做出反应，但避免对高频横摆角速率振荡做出过度反应。F-35可变滤波器的设计是这些经验教训的直接结果。

手动变桨摇杆模式

图15自动恢复开关。

手动俯仰摇杆（MPR）模式包含在F-35 CLAW中，通过按住油门上的按钮激活。该模式使飞行员以类似于F-16 MPO模式的方式直接控制HT。MPR主要作为APR的备份，用于飞行试验期间的深失速恢复。它在初始俯仰力矩验证过程中被广泛使用，因为它允许飞行员在正常CLAW AOA包络线之外的各种位置手动设置HT。

D.高AOA下的非线性动态反演实现

横向重心偏移

在高AOA分析期间遇到的第一个问题之一与NDI处理横向CG偏移的方式有关。

在传统飞机中，横向重心偏移会产生滚转力矩，飞行员自然会用滚转杆或配平输入来抵消该力矩。滚转输入会产生一个非零侧滑，飞行员会忽略该侧滑或通过偏航配平消除该侧滑。

相比之下，F-35的NDI CLAW意识到了质量不对称性，并自动调整控制面，使侧滑和滚转率为零。只要控制功率充足，这种自动微调功能就可以很好地工作。然而，在低速和高AOA下，控制表面有效性的降低会导致非常大的差动控制偏转。虽然可以实现可接受的静态配平，但这种控制解决方案导致高度不对称的滚转性能，在一个方向上可以实现高的速率，而在另一个方向则可以实现非常低的速率。

传统控制的后掠翼战斗机的飞行员了解到，在高AOA下滚转控制问题的解决方案是使用踏板（相对于侧杆）来滚转飞机；踏板输入产生侧滑，二面角效应（Clβ）产生滚转。相比之下，基线NDI设计仅使用滚动表面来对抗滚降，同时寻求保持零侧滑，从而导致修整表面偏转和滚动响应的巨大不对称性。

在F-35中，对控制不对称性的补救措施包括引入指令非零侧滑的特征，以在配平时卸载滚转控制要求。其结果是增强了经典的NDI控制策略，该策略为高AOA包络上非常大的横向CG偏移提供了对称滚转性能。

机载模型开发

提供准确的空气动力学OBM是基于NDI的CLAW成功的基础，在高AOA下尤其具有挑战性。飞机在高AOA下的空气动力学由一个复杂的系统控制

附流和分离流之间的涡流和过渡，导致非线性控制有效性和强大的控制相互作用。在这种情况下收集了大量的风洞数据，以开发真实模型和OBM。这些数据还用于确定控制面偏转极限和最佳控制面配平位置，目的是消除空气动力学死区并确保有限控制功率的有效使用。    

一个特别具有挑战性的建模问题涉及不对称流分离，导致非命令滚动。在飞行试验项目的早期，在中等AOA和跨声速（称为跨声速滚降或TRO）下观察到的这种行为，也在高AOA状态下观察到。发生滚降的条件遵循AOA随马赫数下降而增加的趋势。然而，精确的触发点随着表面位置、飞机速度、AOA、马赫数和其他参数的变化而变化很大。由于这些空气动力学异常的精确建模是不可行的，因此添加了逻辑来使用飞机反馈来增加预测的OBM力矩。参考文献[2]中讨论了这种实现方式，它类似于为处理TRO而开发的实现方式，并用于飞行包线中预计会出现建模误差的其他区域。

NDI控制方案的一个核心元素是EB，它使用高保真OBM数据来确定作为飞机状态函数的最佳效应器解决方案。在横向/定向轴上，EB执行传统控制表面混合器的功能，并且在低AOA下，名义上达到与人类设计者相同的表面分配。然而，在高AOA方案中，出现了标准NDI方法可能无法产生最佳效应器解决方案的情况（例如，当控制功率有限时）。在这些情况下，人类设计者将调用可变（自适应）控制面策略。不幸的是，基本的NDI体系结构限制了设计者直接这样做的能力，需要对EB结构进行修改。

举个例子可能有助于澄清这一点。在高AOA下，方向舵的有效性极为有限，导致在全指令滚转和滚转反向等机动过程中方向舵饱和。当方向舵饱和时，EB会自动将未满足的偏航要求溢出到下一个最佳偏航源：差速HT。如果差速HT不能满足偏航要求（例如，如果HT对称偏转俯仰），EB会将剩余的偏航要求溢流到下一最佳效应器：差速襟翼。从根本上讲，这种解决方案与人类设计师使用传统混合器实现的解决方案没有什么不同。然而，人类设计者可以识别这种解决方案的后果，而标称EB设计不会识别这些后果。例如，由于EB优先考虑偏航控制而非滚转，因此它将根据需要使用尽可能多的差动襟翼来实现这一点，即使襟翼是弱偏航效应器，也会产生在滚转中产生相反力矩的不良影响。知道了这一点，人类设计者可能会决定，在方向舵有效性不足的情况下，最佳解决方案是有条件地放宽偏航的优先级。设计者可以通过设置所使用的差速器HT和差速器襟翼的数量限制来实现这一点，从而允许出现一定数量的侧滑。将这类功能整合到传统的混音器架构中是非常简单的。然而，在OBM/EB结构中，设计者不能直接控制效应器解决方案，结合这种功能是一个重大挑战。对于F-35，这类问题的解决涉及使用飞机反馈的组合来主动改变控制面和轴的权重。该逻辑评估飞机的当前状态，包括控制面使用情况，并确定全偏航轴优先权是否会导致最佳控制面使用，或者优选放松的偏航优先权。

V.飞行试验程序

本节提供了高AOA测试程序的总体概述，包括范围、时间表以及先决条件测试和主要测试阶段的描述。这为下一节提供了背景，下一节将讨论关键的测试结果。

A.概述

系统开发和演示（SDD）项目早期阶段的主要目标是验证车队的初始运行包络。该初始能力的AOA包络线，-10°α至+20°α，成为F-35项目“低AOA”的事实定义，该范围以外的测试被推迟到SDD飞行测试开始四年多后。CTOL的高AOA测试于2012年末开始，其他两种变体大约在一年后开始。

高AOA测试计划遵循了分阶段的方法，这对所有三种变体都是相似的。图16给出了每个阶段目标的高级描述和列表，以及时间表和测试点分解。飞行了大约320次飞行和3500个测试点，其中大部分专门用于DR测试。

本节的其余部分更详细地描述了每个阶段的范围和目标，以及每个阶段如何适应整个高AOA清除过程。第六节对飞行试验结果进行了讨论。

B.准备    

作为高AOA测试的先决条件，进行了几次飞机改装和系统检查。除了与高AOA飞行直接相关的风险外，在尾滑和其他机头高度偏离过程中，停留在零或负g的可能性也引起了与机油系统、燃料系统、电力系统以及功率和热管理系统（PTMS）相关的担忧。

·为了降低发动机在高AOA下熄火的风险，在开始高AOA测试之前，在CTOL和STOVL变体中完成了发动机空气启动测试。（CV变体通过其与CTOL的相似性而被清除。）

·发动机制造商对超出正常负G（低油压）时间限制的有限偏移次数给予了豁免。

变体中的燃油系统经过了修改，以允许在负g下有更多的时间，并且在所有零和负g操作期间密切监测燃油增压泵压力。

·进行了硬件在环（实验室）测试，以验证在最坏情况下，电气系统能够承受持续大振幅表面运动的增加需求。

·飞行试验辅助装置（FTA）用于延长集成电源包（PTMS的中心部件）上的负g时间，然后自动执行自我保护停机。

·安装在CTOL中用于空气启动的补充客舱增压系统被保留用于初始高AOA测试，以降低在高空熄火时飞行员受伤的风险。该系统没有被纳入F-35B和F-35C的变体中，但对这些飞机进行了机舱泄漏检查，以确保在高空熄火时保持足够的驾驶舱压力。

为在每种变体的一架飞机上安装旋转回收滑道（SRC）做出了规定。SRC安装包括一个安装在四脚支架上的斜槽罐（如图17中的白色所示）、一个驾驶舱控制面板和四个支架，用于将斜槽负载装载到飞机结构中（如图18中的橙色所示）。尽管这种设计允许快速拆卸/安装支撑结构和碳罐，但支架的情况却不同，因为支架需要几天的时间才能拆卸或安装。此重新配置时间提供了将SRC所需测试分组为块的强大激励，以最大限度地减少开/关周期的数量。

图19 SRC地面部署试验。

   与风洞预测一致，对飞机操纵只有很小的影响。

试点可选择的FTA，其中许多是专门为高AOA测试开发的，被广泛使用，并对这些测试的效率做出了巨大贡献。在高AOA测试中最常用的FTA是那些

·修改燃料燃烧顺序（燃料压载）以设置期望的纵向CG；

·设置减少的Nz或AOA限制；

·启用WBD的手动操纵杆和油门控制；

·禁用CLAW AOA极限超越的DANG COND音调（以便于通信），

·禁用自动APR接合（以允许MPR测试）；

·禁用反旋转逻辑并允许飞行员使用踏板输入指令指定的旋转速率；和

·偏置向CLAW报告的CG，以允许在更宽的燃料范围内实现最大AOA。

C.扩展到50度AOA

本阶段的目标是在CLAW包络线的极限范围内验证空气动力学模型。由于起飞回收能力尚未建立，本阶段的所有测试都是在安装SRC的最保守CG（前方）进行的。膨胀以5°α的增量进行，从20°α增加到50°α的CLAW极限。典型包络扩展集成测试块的测试卡如图20所示。

图20显示包络扩展集成测试块操作和构建的测试卡。

在每个新的AOA进行的第一次演习是一次配平、一次双人系列和一次俯卧撑，如图20中左侧卡片所示。如图20中右侧卡片所示，这些测试是在AOA超过横向方向测试所用AOA五度的条件下进行的。进行俯卧撑是为了确保在进行更具挑战性的横向/定向机动之前，有足够的机头向下俯仰加速度。在每个AOA中，在进行AOA的下一个增量之前，应用一套严格的飞行测试继续标准。    

该阶段的机动仅限于适度的倾斜角，不涉及同时的俯仰和偏航/滚转输入。AOA极限FTA被广泛用于帮助飞行员保持恒定的AOA（使用全后操纵杆）并最大限度地减少交叉轴污染。测试最初是用清洁的飞机进行的，然后是各种空对空的外部存储和WBD配置。­

D.离港恢复

起飞回收演示开始于一系列爬升，使用逐渐变高的俯仰姿态来产生低速弹道回收，导致瞬间超过CLAW AOA极限。这些初始测试是在保证恢复的前CGs进行的，目的是评估在极端AOA下偏航或滚转的任何趋势，并检查空气数据和发动机性能。接下来，MPR特征用于命令各种对称HT位置，以建立超出CLAW极限的稳定修剪点。这些微调用于验证俯仰力矩预测，研究深失速易感性，以及（在恢复时）验证机头向下控制功率。超出CLAW限值的初始偏移是在标称CG的清洁配置中进行的。随后的测试进展到更多的尾部CGs和更关键的配置，包括WBD打开。（WBD通常在商店释放后自动关闭，但外门会产生显著的前仰俯仰力矩，因此测试这种故障模式很重要。）

一旦投球时刻预测得到验证，就开始对APR恢复逻辑进行全面评估。在使用MPR建立了足够的恢复控制能力后，APR测试几乎只在最尾部的CG处进行。初始APR啮合是以可控的方式进行的，方法是使用MPR在CLAW AOA极限之外建立稳定的配平，然后释放它以允许APR啮合。由于F-35没有负AOA深失速，大多数MPR诱导的APR检查都是垂直进行的，少数检查是反向进行的，以验证负AOA逻辑。

飞行前分析表明，F-35的所有变体都对旋转具有高度抵抗力，这一特性归功于CLAW中的空气动力学和反旋转逻辑。因此，最初的概念是仅使用模拟来验证自旋恢复逻辑。然而，根据过去的经验，海军坚持在进行更积极的起飞之前，在飞行中证明旋转恢复。由于无法使用正常的CLAW设计出创建自旋的方法，因此演示需要开发专门的亲自旋FTA。FTA禁用了标称防旋转逻辑，并允许使用踏板命令创建高速、类似旋转的条件，之后FTA将关闭，允许旋转恢复模式接合。

离职恢复阶段的毕业练习是动态离职的表现。通过上述更可控的测试获得的置信度，以及这些结果与分析模型的成功相关性，该测试不需要配置和CG的积累。因此，动态偏离测试几乎只在最后CG和最坏情况下的空气动力学配置下进行，包括WBD打开。出发是通过进行高姿态爬升来产生的，包括尾部滑动，应用操纵杆和踏板输入，以在出发点的所有三个轴上产生尽可能多的速率。第一轮机动的结果被用来设计更可怕的俯仰姿态和控制输入的组合，试图创造持续的偏离。这种证明从任何可能的情况中恢复的无限制方法是经过深思熟虑的，目的是建立一个令人信服的证据体系，证明移除SRC进行DR测试是合理的。作为恢复能力的最终验证，在拆除SRC的情况下重复一组最关键的配置和操作，以确保SRC不会对恢复产生显著影响。

E.偏离阻力    

大部分高AOA测试项目专门用于DR测试，即验证飞机在全方位配置和飞行员控制输入下对起飞具有高度抵抗性。在前一阶段充分验证了飞机的回收能力后，几乎所有的DR测试都是在SRC关闭的情况下，在具有生产代表性的配置中进行的。

DR测试包括对正AOA限制器和负AOA限制器应用攻击性、最大值、单轴和多轴命令、逆转和攻击。为了说明执行的机动类型，测试卡示例如图21所示。由于一些控制输入和正时相对复杂，操纵杆和踏板输入的图示减少了飞行员错误，并显著提高了测试效率。

图21样品离港阻力测试卡。

在高度（从高到低）、速度（从低到高）和配置（清洁，然后是空对空载荷，然后是空对地载荷）方面进行标准集结。尽管如飞行测试结果一节所述，当模拟或飞行测试结果表明有必要时，在较低高度进行一些测试，但齿轮升档测试的主要测试高度分别为35000和20000英尺。

使用FTA将纵向CG保持在目标条件下，并使用内部和外部存储建立横向CG变化。大多数DR测试是在空对空载荷下进行的，因为CLAW极限接近这些配置的可控性边界。临界外部空气-地面载荷也被测试到其（更严格的）极限。由于尚未证明（或要求）空对地载荷的偏离恢复，因此安装SRC用于这些配置的初始DR测试。还对关键空对空和空对地载荷进行了减速DR测试。

离线模拟被用作验证每个CLAW更新是否按预期执行以及在测试计划中的条件范围内操作是否安全的主要手段。对于每个软件版本，大约进行了30000次模拟运行，其中包括一个被称为死亡矩阵的常规分析集。使用自动化工具扫描结果，以确定由于飞行质量和/或载荷问题而需要进一步审查的病例。模拟结果还用于识别飞行中需要调查的潜在故障点，并用于设计临界应力机动。

低速离港阻力测试    

DR测试的第一个目标是清除低速包络线。虽然该测试涵盖了扩展到50°α期间探索的相同飞行条件，但DR测试是在一系列CG和AOA组合上使用加重的多轴输入进行的。FTA用于在飞行过程中快速改变CG，大大提高了测试效率。

高速离港阻力测试

在测试之前，高速下的AOA限值仅基于入口兼容性确定，尽管人们承认有几个问题可能需要更严格的限值：

·与低速不同，高速DR将达到马赫数和AOA的组合，这些组合不在获取风洞数据的包络线范围内。这意味着依赖基于外推趋势的OBM数据。

·低于20°α的测试证实了F-35在跨音速和AOA升高时会发生流场突变的预测，从而导致飞机上的非稳定滚动力矩。预期这些影响会在AOA较高时消退，但只有测试才能证明。

该方法是从根据入口兼容性要求设置的AOA限制器开始，并仅在必要时降低它。人们完全理解，通过这种测试方法，偏离是可能的，甚至是可能的。然而，基于对我们恢复能力的信心，这被认为是一种完全可控的风险。

F.作战评估

每种变体的高AOA测试的最后阶段是在执行20°α以上的作战任务时对飞机性能和操纵质量进行有限的评估。与之前的阶段不同，之前的阶段包括高度脚本化的开环机动，这次测试允许飞行员操作飞机以完成作战任务。测试包括评估高AOA任务要素（跟踪和逆转、沟渠、最低速度头顶机动、机头高回收等），以及从进攻、防御和中立设置开始与敌方飞机交战。从该测试中收集的数据本质上是定性的，主要用于证明符合规范，并支持在飞行手册中描述高AOA特性。

VI.飞行试验结果

本节概述了SDD高AOA测试程序的主要发现。总的来说，这架飞机的性能符合预期和设计。然而，由于积极的结果不如异常的有趣，本节主要关注后者。纠正这些异常包括空气数据细化、CLAW逻辑更新和OBM纠正的组合。

A.空气数据系统

在初始膨胀至50°α和起飞恢复测试期间，发现了ADS的几个问题。这些发现改进了气动测量的校准以及用于在气动源和惯性源之间转换的逻辑。

变风中的惯性侧滑    

在ADS气动包络线外的AOA处，估计的风和惯性速度用于推导AOA和侧滑，称为惯性α和β。只要飞机保持在速度相对均匀的气团中，这种方案就可以很好地工作。

图22中的例子显示了在下降时减速到高AOA。在这个机动过程中，飞机通过风梯度下降，导致向CLAW报告的侧滑以大约两倍于实际值的速度增长。

这个问题的解决方案包括提高空气数据的准确性，并使CLAW对空气数据和空气动力学建模误差更具鲁棒性。更新包括：

图22高AOA下降过程中惯性空气数据（侧滑）误差的影响。

·提高AOA以过渡到惯性侧滑，因为气动侧滑被发现准确到比预测的更高的AOA。

·虽然AOA转换点没有改变，但通过改进气动AOA的校准以及即使CLAW AOA已转换为惯性时也使用气动AOB进行风计算，提高了鲁棒性。

大负AOA时的气动AOA误差

离港恢复测试确定了对空中数据算法进行进一步改进的必要性。这个阶段最重要的问题出现在CTOL的倒置MPR测试中。在大的负AOA下，前体机器的分离产生了低静压条件，影响了所有一次空气数据输出。静压误差导致AOA读数为正，因为它在气动包络内，导致系统在飞机仍处于反向起飞时接受错误的气动空气数据。使用MPR很容易恢复飞机，但飞行后分析表明，这种AOA符号错误将对旋转恢复产生不利影响。起飞恢复测试暂停，直到添加逻辑以确保飞机的正常载荷系数（Nz）为正，然后允许ADS接受正的气动AOA。

B.发动机和子系统    

包络线扩展阶段的一个关键目标是确保发动机和相关应急备用系统在AOA升高和低速下正常工作。在整个高AOA测试程序中，所有关键子系统（推进、燃料、电气、环境控制等）在所有AOA、低速和延长的低g条件下都能完美运行。

C.空气动力学模型验证

图23从50°α开始的机头向下俯仰机动。

图24 MPR微调点显示低于预期的俯仰阻尼。

         
图24显示了MPR如何用于收集超过CLAW限值的稳定配平数据的示例。飞行员最初让飞机在中性HT（无操纵杆输入）的情况下稳定在60°α附近，然后慢慢向后拉，使HT完全上升。拉动后，AOA增加到约72度，但表现出持续的振荡行为。在这种情况下，对于两种HT设置，预测的配平条件都得到了很好的建模，但模拟预测的动态响应比飞行中看到的要多得多。在所有三种变体中的大多数直立修剪情况下都观察到了这种阻尼失配。基于这些数据，模型进行了更新，包括俯仰阻尼的大幅增加，以匹配飞机表现出的更安静的行为。

对一系列直立和倒置的配置进行了类似的测试。必要时，对基本俯仰稳定性、对称尾翼控制功率和俯仰阻尼的模型进行了调整。在SRC关闭的情况下重复MPR测试点的一小部分。根据风洞测试的预期，SRC对配平AOA的影响可以忽略不计。

最初的规划中没有包括专门的参数识别测试，但准备工作（FTA、分析工具等）已经到位，因此可以根据需要使用这种能力。在该项目相对较晚的时候，STOVL和CV飞机进行了三次专门的高AOA参数识别飞行，以验证局部马赫数和AOA区域的控制有效性。这些数据用于调整

空气动力学真实模型用于离线分析，但这些变化不足以保证更新OBM，这将需要飞行测试回归。

D.离港恢复    

在进行的220多次动态出发中，绝大多数都是在没有任何自动恢复模式的情况下自行恢复的。虽然在这一阶段没有遇到CLAW的重大问题，但测试结果用于微调恢复逻辑，如下所述。最终的结果是，在所有演示和模拟的情况下，系统在没有任何飞行员参与的情况下恢复，明显满足了以“最小飞行员输入”恢复的要求。这一结果为出发恢复逻辑提供了高度的信心，对于在没有安装SRC的情况下进行DR测试至关重要。

变桨摇杆

WBD关闭，WBD打开时不超过两个循环。

         
图25三周期APR恢复。

自旋恢复    

在动态出发测试期间，旋转恢复逻辑有25次参与，所有这些都发生在低动压下的出发后回转过程中。偏航率抑制逻辑是有效的，无论飞机在起飞进入时的动态状态如何，飞机都没有表现出旋转的倾向。

遇到的唯一持续自旋是使用前面描述的自旋模式FTA分阶段的自旋，其典型示例如图所示。

尾滑事件

在起飞恢复测试过程中，一个有趣的事件是发现了完美的尾滑。尽管前71次尾滑的恢复情况相对良好，但第72次尾滑在装载和进入条件与前几次尾滑没有显著差异的情况下进行，这为出发恢复测试的统计性质提供了宝贵的教训。图27显示了所有尾滑的俯仰和偏航率，第72号事件以红色突出显示。与之前的事件不同，飞机在达到显著的负速度之前就开始机头向下俯仰，在这种情况下，在机头向下运动开始之前，空速达到了约60 KCAS。由这种更高的速度产生的更高的空气动力学力矩将初始机头向下俯仰速率驱动到每秒85度，这比之前的任何事件都要高得多，导致飞机通过机头向下的姿态摆动回到接近90度的机头高度。飞机现在以超过110 KCAS的速度向后飞行，出现了极其动态的恢复，使俯仰和偏航率都超过了发动机设计极限。

图26自旋恢复演示。

图27发动机偏航和俯仰率限值超出尾滑。

由于此时已经收集了足够的尾滑数据来验证恢复逻辑，因此由于存在发动机损坏的风险，尾滑条目被停止。对这一事件没有做出CLAW的改变，但增加了一种特殊的听觉音调，以提醒飞行员在空速足够高时即将发生尾滑，从而可以采取预防措施。    

E.偏离阻力

本节提供了DR测试中一些更有趣的发现的示例，以及为解决这些问题所采取的措施的描述。从该阶段获得的数据中得出的CLAW逻辑和航空模型的改进导致飞机明显满足抗偏离要求，并根据MIL-F-83691B[9]中的指导，更准确地归类为“极抗偏离”。

CTOL偏离阻力

俯仰，不留下可用于偏航控制的差速HT。由于方向舵在该AOA下无效，并且HT完全变桨，未检查的偏航率足以超过旋转恢复模式阈值。如前所述，防旋转接合导致优先级切换到偏航，直到速率停止。尽管CLAW成功地防止了持续偏离，但从全俯仰到全偏航优先级的切换导致飞行员在偏航率停止时瞬间失去控制。在后来的CLAW版本中，引入了修改，以实现俯仰和偏航之间更好的平衡

高AOA的需求，这两者对飞机控制都很重要。

         
图28倾斜操纵过程中的机头向下变桨指令导致偏航控制失效。

发现并解决的其他低速问题示例如表2所示。    

高速。在CTOL高速DR试验的早期，在高跨音速马赫数和高海拔条件下开始的滚拉机动过程中观察到侧滑偏移。虽然基本控制从未受到质疑，但侧滑偏移是一个令人担忧的问题，因为在较低的高度可能会超过机身载荷限制。因此，进行了一系列额外的测试，重点关注该系统中的滚转和滚转联合机动。

这一事件导致了CLAW的几个重大变化：

图29 CTOL高速发车。

·对跨声速提升AOA区的气动模型（真值和OBM）进行了广泛的修改。这些变化包括对侧倾和偏航稳定性、阻尼和控制功率的更新。

·DR逻辑通过使用飞机状态、水面位置和飞行员输入来增强，以在侵略性机动过程中先发制人地降低指挥限制。

·AOA限制器，以前仅根据进气道兼容性考虑而建立，在高跨声速和超音速马赫数下被减少。

一旦更新的软件可用，更改就成功回归，CTOL高速DR测试的剩余部分也顺利完成。

STOVL离港阻力

得益于CTOL变体的经验，STOVL DR测试基本上是平淡无奇的。事实上，两种平面图的相似性使得STOVL DR测试的总体范围得以缩小。根据通用性假设和CTOL测试的成功，通过消除UA和PA模式下的空对地DR测试的累积载荷，实现了最显著的节约。尽管起步较晚，但STOVL变体与CTOL同时获得了完全AOA能力。

CV偏离阻力

从DR的角度来看，CV变体是最具挑战性的。由于其独特的计划形式，在其他变体的DR测试过程中吸取的经验教训通常不适用，并且发现了几个CV特有的问题，需要定制解决方案。

滚动反转。CV是唯一一个在正式的高AOA测试之前出现偏离的变体。该事件如图30所示，在载荷评估的测试程序中飞行得相对较早。该机动是一个恒定的20°α减速向右转弯，通过自动机动FTA以0.93马赫的速度指令左滚。在滚转开始时，当不利侧滑增加到20度时，方向舵和差速襟翼饱和了近两秒，导致了快速的、未经命令的滚转逆转。    

侧滑控制。CV飞机在0.75马赫附近失速AOA附近机动时表现出较差的侧滑控制。图31显示了在高空逆转最大偏航率指令时发生的一个更极端的例子。初始输入是在低AOA下施加的，并产生预期的响应。当输入刚好在极限AOA以下反转时，横摆角速度立即响应，但横摆角速率继续增加，导致侧滑大于预期。

虽然侧倾响应和侧滑控制不太理想，但基本控制得以维持。然而，必须解决大侧滑问题，因为据预测，如果不加以纠正，它们会在较低的高度产生过大的载荷。开发了几个CLAW更新来纠正这个问题，包括对所需动力学的修改和添加逻辑以改进侧滑控制。为了确保潜在的结构问题得到充分缓解，对测试计划进行了修改，包括使用负载仪表飞机将高度逐步降低到比原计划更低的值。

防旋转模式啮合。另一个特定于CV的问题是在仅棒滚动过程中旋转恢复逻辑的干预。图32显示了在15000英尺和0.6马赫的全杆滚转输入（无踏板）的水平拉动过程中，AOA增加25度时发生的情况。滚转和偏航率最初跟踪指令，但偏航率继续增长，最终超过了旋转恢复啮合阈值。一旦反旋转逻辑接通，CLAW就控制了飞机并降低了偏航率，导致滚转率意外增加，AOA出现一些波动。这一问题被确定为马赫数相关OBM系数小误差的结果，这些系数仅在低空可观察到，如以下段落所述。

图30 CV辊反转。

图31控制反转过程中CV过度侧滑。

海拔高度效应    

DR测试的最初计划要求仅在35000英尺和20000英尺进行飞行测试，依靠模拟清除较低的高度。这种方法在过去的高AOA项目中使用的基本原理是，主要的空气动力学驱动因素是马赫数和AOA，而不是高度或动压。然而，在CV的低空测试中观察到的一些异常情况使这一策略受到质疑。

分析表明，高度依赖性不是空气动力学系数随高度变化的结果，而是低空马赫数相关系数误差增加的结果。这种影响的增加归因于（1）更高的动压（对于给定的马赫数）产生了更大的物理力矩，使误差的影响更容易观察到，以及（2）飞机在低空的性能更高，使其减速更慢，从而在麻烦的马赫数AOA区域停留更长时间。

一旦了解了这些误差的影响，就在较低高度（最低MSL 7000英尺）对CV飞机进行了额外的测试，这为进行必要的校正提供了数据。在CV测试的基础上，进行了低空DR测试

图32操纵过程中的CV防旋转啮合。

在CTOL和STOVL变体上，尽管没有发现类似的异常。由于这一额外的计划外努力，所有三种变体最终都被允许在所有高度进行无限制的高AOA机动。

VII.总结

F-35高AOA的开发和飞行试验项目以非凡的效率进行，其机动能力达到或超过了所有高AOA要求。这一成功可归因于许多因素，其中包括：

·高度精确的建模和模拟。NDI的基础是对高精度空气动力学模型的要求，这一要求在高AOA状态下固有地难以实现。由于飞行试验的发现，对真实模型和OBM进行了许多改进，本文对其中的一些进行了描述。一般来说，这些模型的准确性在飞行前提供了极其准确的预测，使高AOA测试程序能够以最小的停机时间快速进行分析。

·CLAW设计。除了精确的模型外，NDI还需要向CLAW提供大量关于飞机空气动力学状态和质量特性的实时信息。在高AOA状态下利用这种状态信息可以使限制器精确地适应飞机状态，其结果是设计出高度抗偏离，同时从飞机中提取最大能力。

·强大的OCF恢复能力。为自动恢复模式实施经验证的（增益计划）方法利用了从过去程序中吸取的经验教训，并消除了这些关键模式对NDI的依赖。这一设计决策，以及从最坏情况下持续恢复的证明，使团队和领导层有信心在DR阶段的绝大多数时间内拆除SRC。

这样做使得DR阶段（占高AOA飞行测试计划的近三分之二）能够在具有生产代表性的配置中进行，从而排除了昂贵的回归测试的需要。    

·飞行测试辅助设备。FTA（特别是设置AOA限制器和修改燃料燃烧以控制CG的能力）对于在整个高AOA计划中收集数据的效率和精度至关重要。专门的FTA，例如那些用于支持旋转恢复演示的FTA，实现了否则不可能实现的测试。

·飞行试验准备和训练。尽管本文中没有讨论，但在每次试飞之前都进行了广泛的规划和排练，导致了极低（低于2%）的测试点复飞率。

正如可以预期的那样，任何具有这种范围和复杂性的测试项目都可以吸取许多经验教训，即使在F-35项目上实施不切实际，这些经验教训也可能用于未来的项目。这些是：

A测试。提供初始机队运行能力（AOA低于20度）的计划需求将高AOA测试的开始推迟到SDD飞行测试计划开始近四年后。延迟的启动，以及到2015年年中将所有变体清除到50度AOA的要求，压缩了日历时间，减少了可用于解决高AOA问题的运行飞行计划（OFP）发布周期的数量。此外，时间表压缩迫使对所有三种变体同时进行测试，限制了其他飞机可以利用在领先飞机（CTOL）上学到的经验教训的程度。早期的研究将为精炼OBM和高AOA CLAW提供更高的效率和更多的飞行固定-飞行机会（OFP循环）。

·简化OFP发布周期流程。限制SDD项目期间可能的OFP发布数量的其他因素包括开发、测试和验证每个软件更新所需的人员和实验室时间。每一个OFP都是一个综合的飞行器版本，结合了所有学科的更新。这一既定的软件发布过程适用于更具确定性的规程和系统，是高AOA CLAW开发中的一个调整项目，这本质上是一个快速修复-快速过程。由于CLAW（特别是OBM）的功能独立于所有其他车辆功能，因此在高AOA测试期间使用敏捷过程来实现CLAW独特的软件更新是值得考虑的，以便最大限度地增加可用于优化的迭代次数。

·如果在高AOA下实施NDI，预计需要创新的解决方案。高AOA下空气动力学的非定常、非线性特性使得精确建模成为一项挑战，而这正是NDI所固有的。在这种制度下，OBM中的错误是不可避免的，不能总是仅靠模型更新来弥补。可能需要超出正常NDI结构的自适应定制解决方案。

·允许在清除的包络内进行自由形式的测试。也许在比飞行试验的任何其他领域更大的程度上，在高AOA状态下出现了设计者没有想到或在模拟中不明显的问题。因此，一旦基本包络线被清除，并且建立了强大的恢复能力，就应该为无脚本勘探留出一定的时间。允许试飞员探索飞机的操纵特性并以具有操作代表性的方式飞行将允许发现在结构化测试点执行过程中可能没有出现的问题。

VIII.结论

尽管高AOA不是飞机设计的主要考虑因素，但F-35先进的飞行控制系统提供了高AOA机动能力，满足或超过了所有项目要求，包括失速后机动、极限DR和OCF自动恢复。在提供这种能力的过程中，F-35不仅率先在生产型战斗机上使用了NDI，而且还展示了其在高AOA的固有挑战环境中的应用。

[1]Robbins，A.、Bobalik，J.、De Stena，D.、Plag，K.、Rail，K.和Wall，K.，“F-35子系统设计、开发和

验证，”AIAA航空论坛，佐治亚州亚特兰大，2018年6月（未发表）。

[2]Harris，J.和Stanford，J.，“F-35飞行控制系统设计、开发和验证”，AIAA航空论坛，佐治亚州亚特兰大，2018年6月（未发表）。

[3]Bordignon，K.和Bessolo，J.，“X-35B的控制分配”，2002年双年度国际动力升降机会议和展览，AIAA 2002-60202002年11月。

[4]Ogburn，M.E.等人，“放松静态稳定战斗机的大迎角机头下倾角控制要求”，美国国家航空航天局大迎角技术会议，美国航空航天局兰利研究中心，弗吉尼亚州汉普顿，1990年10月30日至11月1日，美国国家航空局CP-3149，第2部分，第24号论文，1992年。

[5]McNamara，W.G.等人，“海军四级飞机大攻角俯仰控制裕度要求”

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[7]MIL-STD-1797B，《驾驶飞机的飞行质量》，2006年。

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[9]MIL-F-83691B，《军用规范：飞行员飞机起飞阻力和起飞后特性的飞行试验演示要求》，1991年3月。