提高战斗机大迎角稳定性的方法

第7卷第4期空 军 工 程 大 学 学 报(自然科学版)V o.l 7N o .42006年8月J OURNAL OF AI R FORCE ENG I NEER I NG UN I VERSITY(NATURAL SC I ENCE ED I TI ON )Aug .2006*飞机大攻角俯仰飞行的稳定域分析邹 毅1,2, 姚 宏2(1 国防科技大学,湖南长沙 410073;2 空军工程大学理学院,陕西西安 710051)摘 要:基于大攻角飞行条件下的动力学方程,定性分析了飞机在大攻角条件下作俯仰飞行的动力学特性。

提出了在不同参数匹配条件下的飞行稳定性,并据此划分了飞机的飞行稳定域。

关键词:大攻角;俯仰飞行;稳定域中图分类号:V211 文献标识码:A 文章编号:1009-3516(2006)04-0011-02现代战斗机的设计强调飞机在超过失速迎角时也具有机动能力,而大攻角时非定常气动力特性对飞机机动能力有很大影响。

且飞机在大攻角飞行时,容易产生失速、自激振荡等失稳现象而诱发飞行事故。

因此,研究飞机在大攻角飞行条件下的动力学特性和稳定性显得极为重要。

在大攻角飞行中,气动力特性已呈现出明显的非线性,而已有的研究大多是建立在传统气动力数学模型即线性方程基础上的。

这已不能适应大攻角下的飞行特性研究,必须考虑非线性项以及飞行中的气动力响应。

1 系统动力学模型飞机的动力学特性是指飞机在飞行中所出现的动力学行为,理论分析可由非线性动力学方程结合常微分方程的定性理论得出,并可由此对飞行稳定性进行分析。

飞行稳定性是考虑飞机做刚体式运动的稳定性问题。

已知飞机的运动稳定性方程式为I d 2 ~/d t 2-(C m +C m~) ~ -(C m +C m 2 ~/2) ~=0。

式中:I 为转动惯量; ~= - m 表示攻角变化量;C m 、C m 、C m 2,和C m 为动导数,是飞行器做低频俯仰运动时的气动力响应,以k 表示频率,在0<k 1的狭窄频谱内,是不随k 值变化的参数,而只取决于平衡攻角[1]。

2023-11-07CATALOGUE目录•飞机大迎角非线性动力学概述•飞机大迎角非线性动力学模型建立•飞机大迎角非线性动力学特性分析•飞机大迎角非线性控制方法研究•飞机大迎角非线性动力学实验验证•结论与展望01飞机大迎角非线性动力学概述大迎角飞行状态是指飞机在飞行过程中，机翼与相对气流夹角较大的情况。

在这种状态下，飞机会受到较大的气动阻力，同时也会产生一些特殊的动力学行为。

大迎角飞行状态通常发生在飞机进行机动飞行或着陆等情况下，对于飞行安全和性能有着重要的影响。

飞机大迎角飞行状态非线性动力学的基本概念非线性动力学是一门研究非线性系统行为和演化的学科。

非线性系统是指其输出与输入之间不是线性关系的系统。

在非线性系统中，微小的输入变化可能会引起系统行为的显著改变。

非线性动力学研究的内容包括系统的稳定性、分岔、混沌等行为，以及这些行为之间的相互作用和演化。

飞机大迎角非线性动力学研究对于提高飞机的性能和安全性具有重要的意义。

通过研究大迎角飞行状态下飞机的动力学行为，可以更好地了解飞机的气动性能和飞行稳定性，为飞机设计和控制算法优化提供理论支持。

大迎角非线性动力学研究还可以为飞行控制系统的设计和优化提供重要的理论基础和技术支持，提高飞机的机动性和安全性。

飞机大迎角非线性动力学研究意义02飞机大迎角非线性动力学模型建立飞机在非线性大迎角下，气动参数会发生变化，包括升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数等。

气动参数气动数据库风洞实验利用已有的气动数据库，对飞机在大迎角下的气动特性进行评估和预测。

通过风洞实验获取飞机在不同迎角下的气动系数，以验证和改进气动模型。

03飞机大迎角气动模型建立0201飞机大迎角运动模型建立六自由度模型考虑飞机的六个自由度，包括纵向、横向、垂直方向上的位移和速度，以及滚转、俯仰和偏航方向上的角度和角速度。

非线性模型描述飞机的运动时，需要考虑非线性效应，如重力、推力和空气阻力等。

稳定性分析通过稳定性分析，确定飞机在各种条件下的稳定性和控制性能。

专利名称：基于动态逆的战斗机大迎角控制方法
专利类型：发明专利
发明人：季雨璇,王志刚,王业光,王家兴,赵滨,薛艺璇,甄子洋申请号：CN201910659686.8
申请日：20190722
公开号：CN110316358A
公开日：
20191011
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明公开了基于动态逆的战斗机大迎角控制方法，针对大迎角飞行状态，采用时标分离方法，把飞机状态变量分解为两组基于不同时间标尺的子系统，分别利用动态逆法求解控制律。

本发明针对姿态角速率回路推导出控制舵面偏角，针对气流角回路推导出姿态角速率。

针对姿态角速率回路带宽选取，考虑到协调控制减小侧滑等因素的影响，选取频带带宽相等。

针对气流角回路指令模型，为满足战斗机飞行品质要求，选择绕速度轴滚转角指令模型为一阶模型，迎角和侧滑角指令模型为二阶模型。

本发明保证了战斗机大迎角下飞行控制系统良好的跟踪性和稳定性，确保及时改出深失速、尾旋等危险状态，对工程实际应用有良好参考意义。

申请人：南京航空航天大学
地址：210016 江苏省南京市秦淮区御道街29号
国籍：CN
代理机构：南京经纬专利商标代理有限公司
代理人：姜慧勤
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鸭翼鸭式布局，是一种十分适合于超音速空战的气动布局。

早在二战前，前苏联已经发现如果将水平尾翼移到主翼之前的机头两侧，就可以用较小的翼面来达到同样的操纵效能，而且前翼和机翼可以同时产生升力，而不像水平尾翼那样，平衡俯仰力矩多数情况下会产生负升力。

早期的鸭式布局飞起来像一只鸭子，“鸭式布局”由此得名。

采用鸭式布局的飞机的前翼称为“鸭翼”。

战机的鸭翼有两种，一种是不能操纵的，其功能是当飞机处在大迎角状态时加强机翼的前缘涡流，改善飞机大迎角状态的性能，也有利于飞机的短矩起降。

真正有可操纵鸭翼的战机目前有欧洲的EF－2000、法国的“阵风”瑞典的JAS－39等。

这些飞机的鸭翼除了用以产生涡流外，还用于改善跨音速过程中安定性骤降的问题，同时也可减少配平阻力、有利于超音速空战。

在降落时，鸭翼还可偏转一个很大的负角，起减速板的作用。

据称，俄罗斯下一代的飞机也考虑使用鸭式布局。

尾翼是安装在飞机后部的起稳定和操纵作用的装置。

一般分为垂直尾翼和水平尾翼。

垂直尾翼由固定的垂直安定面和可动的方向舵组成，它在飞机上主要起方向安定和方向操纵的作用------垂直尾翼简称垂尾或立尾。

根据垂尾的数目，飞机可分为单垂尾、双垂尾、三垂尾和四垂尾飞机。

水平尾翼由固定的水平安定面和可动的升降舵组成，它在飞机土主要起纵向安定和俯仰操纵的作用。

水平屋翼可简称平尾。

有的飞机为了提高俯仰操纵效率，采用的是全动乎尾，即平尾没有水平安定面，整个翼面均可偏转。

有一种特殊的V字形尾翼，它既可以起垂直尾翼的作用，也可以起水平尾翼的作用。

总之，尾翼是用来调整方向及稳定的！翼面积大，调整力强。

而鸭翼根据【距离类型】的不同分为近距耦合鸭翼和远距耦合鸭翼，根据【是否固定】，分为全动式和固定式，功能稍有差别---有人也称它为前置的“尾翼”。

它主要提高的是战斗机在飞行时机翼前部的气流稳定性，并提高飞机的有效升力，增大载重和机动性，同时它还能提高飞机的飞行稳定性。

【就是由于它的“增升”能力，歼-10才具备了在250米起降能力，也就是说能在国内任意8车道以上，有250米直线的公路上紧急起降。

先进战斗机大迎角运动特性分析和试验
王海峰;杨朝旭;王成良
【期刊名称】《飞行力学》
【年(卷),期】2006(24)2
【摘要】描述了先进战斗机大迎角气动数据库的结构,介绍了使用全局稳定性理论对大迎角特性的预测分析结果和控制律的设计逻辑,之后进行了六自由度仿真计算,并根据飞行品质模拟器评价试验和自由飞试验结果对大迎角运动特性和控制律设计逻辑进行了验证。

【总页数】4页(P5-8)
【关键词】气动数据库;飞行品质模拟;自由飞试验
【作者】王海峰;杨朝旭;王成良
【作者单位】西北工业大学航空学院;成都飞机设计研究所总师办
【正文语种】中文
【中图分类】V212.1
【相关文献】
1.大斜度井眼中钻柱运动特性模拟试验 [J], 温欣;管志川;邵冬冬;周英操
2.大尺度水下综合试验模型拖曳运动特性研究 [J], 郁荣;马向能;孙大鹏
3.氧化锆陶瓷纵扭超声磨削运动特性与试验分析 [J], 马文举;薛进学;杨宇辉;赵恒;胡广豪;隆志力
4.螺旋式分杯机构运动特性分析与试验 [J], 张云飞;李震;张大斌;陈维林;曹阳
5.电传飞控战斗机大迎角特性飞行试验 [J], 王启;张培田;李树有
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用X系列研究机的研究成果改善飞机的大迎角操纵品质
张立功
【期刊名称】《试飞研究》
【年(卷),期】1998(000)002
【摘要】战斗机把大操纵面、放宽稳定性和电传飞控计算机等结合在一起从而可在极大的迎角下进行机动。

推力矢量技术使可用的迎角包线迅速增大。

Ｆ－１５、Ｆ／Ａ－１８、Ｆ－１６、苏－２９、米格－３１这些战斗机的共同设计特征是前机身细长，尖头雷达天线罩远在飞机重心前部，在可达到的迎角范围内，随着迎角的迅速增大与细长的前机身相耦合，使这些战斗机对不对称表层涡流分离空气动力现象较为敏感，从而导致大迎角方向发散运动分离、非指
【总页数】5页(P2-5,40)
【作者】张立功
【作者单位】无
【正文语种】中文
【中图分类】V212.128
【相关文献】
1.飞机纵向飞行品质对大迎角气动导数的敏感性研究 [J], 胡朝江
2.超机动飞机飞行控制及大迎角飞行品质研究 [J], 张聪;田福礼;刘超;杨生民
3.某型飞机高亚声速大迎角横向静稳定性改善研究 [J], 陈斌
4.NASA F／A—18大迎角研究机的大迎角参数识别 [J], 马玉香
5.采用机头边条改善飞机大迎角横侧气动特性的风洞试验研究 [J], 祝明红;王勋年;陈洪
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航空器的动态稳定性与控制在广袤的蓝天中，航空器自由翱翔。

然而，这看似轻松的飞行背后，隐藏着一系列复杂而关键的科学原理，其中航空器的动态稳定性与控制无疑是至关重要的方面。

要理解航空器的动态稳定性，首先得明白什么是稳定性。

简单来说，稳定性就是指物体在受到干扰后，是否能够恢复到原来的状态。

对于航空器而言，动态稳定性指的是其在飞行过程中，当受到气流变化、操纵输入或其他外部因素干扰时，能够自动趋向于恢复平衡状态的能力。

航空器的动态稳定性可以分为纵向稳定性、横向稳定性和方向稳定性。

纵向稳定性关乎飞机在俯仰方向上的稳定，也就是机头的上下运动。

比如，当飞机因为气流的影响而机头突然上仰时，如果飞机具有良好的纵向稳定性，它会自动产生一个恢复力矩，使机头重新回到水平位置。

横向稳定性则主要涉及飞机在滚转方向上的稳定，即机翼的左右倾斜。

方向稳定性则侧重于飞机在偏航方向上的稳定，也就是机头的左右转动。

这些稳定性的实现，离不开航空器自身的设计特点。

比如，机翼的形状、位置和面积，尾翼的大小和布局，机身的形状和重量分布等，都对稳定性有着重要的影响。

以机翼为例，上凸下平的形状使得气流在经过时产生压力差，从而产生升力。

同时，机翼的安装角度和位置也会影响飞机的稳定性。

如果机翼位置过高或过低，都可能导致稳定性变差。

控制，是实现和维持航空器稳定性的重要手段。

航空器的控制系统就像是驾驶员手中的“缰绳”，能够对飞机的姿态和运动进行精准的操控。

在现代航空器中，常见的控制面包括副翼、升降舵和方向舵。

副翼位于机翼的后缘，通过左右副翼的差动运动，可以实现飞机的滚转控制。

升降舵通常位于水平尾翼的后缘，用于控制飞机的俯仰运动。

方向舵则位于垂直尾翼的后缘，负责飞机的偏航控制。

除了这些传统的控制面，现代航空器还采用了一系列先进的控制技术。

比如电传操纵系统，它通过电子信号将驾驶员的操纵指令传递给控制面，相比传统的机械操纵系统，具有响应更快、精度更高、重量更轻等优点。

战斗机大迎角气动特性研究技术的发展与应用
王海峰;展京霞;陈科;陈翔;陈梓钧
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】2022(40)1
【摘要】飞机布局的大迎角气动特性是决定飞行包线左边界的主要因素之一。

飞行包线左边界区域的扩展增强了飞机的大迎角机动性和敏捷性,但是同时也极大地挑战着飞机的安全。

几十年来,随着大迎角飞行研究技术的发展,战斗机飞行不断突破失速迎角附近及以上区域,将飞行左边界左移,扩大了飞行包线,减少了飞行限制,挖掘了战斗机的作战潜能。

本文对战斗机大迎角飞行相关的气动特性研究技术,包括流动机理研究、数值计算方法研究、风洞气动试验、气动建模与数据库构建、气动与控制综合验证等关键技术的发展与应用进行了阐述。

基于这些技术的发展,结合工程实践经验,提出了战斗机大迎角气动特性研究的整体思路和方法,包括大迎角气动力预先设计、气动力获取、气动力表达、气动力综合分析和气动-运动-控制一体化验证五个部分,以供相关装备研制参考。

【总页数】25页(P1-25)
【作者】王海峰;展京霞;陈科;陈翔;陈梓钧
【作者单位】成都飞机设计研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V211.24
【相关文献】
1.大后掠翼大迎角定常与非定常俯仰气动特性及其控制
2.弹射救生系统大迎角大侧滑角气动特性工程计算方法研究
3.机头颗粒微扰动对战斗机大迎角航向气动特性的影响研究
4.机头顶点对战斗机大迎角航向气动特性影响研究
5.战斗机大迎角特性的预测研究
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第二届全国怔踌超声速空气动力学交流会论文集第一卷某型飞机高亚音速大迎角横向静稳定性改善研究陈斌（成都飞机工业（集团）有限责任公司技术中心６１００９２）摘要本文根据＝｜ｌ｛；型飞机存在的商噩音速大迎角横向静不稳定性问题，分析了出现该问题的原吲，提出了解决问题的方向与措施，最后通过风洞试验验证，以较小的代价成功的解决了飞帆鲢离亚音速大迎角横向静不稳定性商题，保证了飞机在正常使用范围内的飞行安全。

关键词高亚音速大迎角横向稳定性１引言在Ｅ机的设计过程中，飞机的静稳定性一直是一个十分重要且必需面对的问题。

在三代以前的飞机均设计为三轴静稳定性的，而且在使用飞行包线以内均保持有一定的、必要的静稳定性裕度。

随着主动控制技术的不断发展与成熟，在三代飞机上开始采用主动控制技术，出现了静稳定性放宽的飞机与纵向局部静不稳定的Ｅ机，但对于机动飞机横航向还是基本设计为静稳定的，只是对飞机的静稳定性要求有所放宽。

比如苏２７就是纵向局部静不稳定的，横航向正常使用时均在静稳定性范围内，尽管它能作象眼镜蛇那样的过失速机动，但那只是短暂的，在过失速范围只有凡秒钟，如果采ｊ＿ｉ：ｊ了矢量推力技术，飞机也不可能氏时间在过失速范丽内机动，因为飞机翼面等的气流分离使飞机严重晃动与抖振，飞行员难以承受。

因此，到目前为止飞机在使用范围内横航向基本上均设计为静稳定的，Ｆ．２２采用了十分先进的主动控制技术也不例外。

文中将要介绍的飞机不带主动控制技术，其横航向正常使用范围内应设计为静稳定的，在使用范围内出现了横向静不稳定，必需加以改善，使之变成静稳定。

２问题的提出Ｅ机的横向滚转力矩系数帆表示的是绕飞机纵轴的滚转气动力矩系数，滚转力矩系数％对侧滑角即胸的导数ｍ？称之为横向静稳定性导数，当埘？＜ｏ表示飞机是横向静稳定的，反之”？＞ｏ飞机则是横向静不稳定的，卅ｆ＝ｏ时的攻角口表示横向临界攻角，横向临界攻角对应横向滚转力矩系数口ｋ的反号与交叉攻角。

横向临界攻角口的值越火表示Ｅ陈斌：某型飞机高亚音速大迎角横向静稳定性改善研究６５图１飞机在Ｍ＝Ｏ６时的ｍ。

提高战斗机大迎角稳定性的方法要提高战斗机的大迎角稳定性，可以采取以下方法：1.改进机翼设计：机翼是战斗机产生升力和稳定性的重要部件。

通过优化机翼的形状和布局，可以提高其大迎角稳定性。

例如，采用后掠翼或可变后掠翼设计，可以增加机翼的升力系数和迎角范围，提高战斗机的大迎角稳定性。

2.采用前缘缝翼：前缘缝翼是一种可动装置，位于机翼前缘的缝隙中。

通过调节缝翼的展弦比，可以改变翼前缘的形状和机翼的升力分布，从而增加机翼在大迎角情况下的升力，并提高战斗机的大迎角稳定性。

3.增加机身的升力：在战斗机的机身和机翼连接处，可以设计一些升力辅助装置，如前缘起动翼、短翼等。

这些装置可以在大迎角时产生升力，增加战斗机的升力系数，提高其大迎角稳定性。

4.引入辅助气动面：在战斗机的机翼、尾翼和垂直尾翼等部位，可以安装可动的辅助气动面，如副翼、方向舵等。

这些气动面可以改变飞机的气动力和力矩分布，提高飞机在大迎角情况下的稳定性和控制性能。

5.使用先进的飞行控制系统：应用先进的飞行控制系统，如电传飞控系统，可以实时监测和控制飞机的各种气动参数，并根据飞机状态和飞行任务，自动调整气动面的位置和偏转角度，以提高战斗机的大迎角稳定性和飞行性能。

6.优化飞行员座舱设计：战斗机大迎角飞行时，飞行员会受到很大的体验力和加速度的影响。

为了提供良好的人机界面和操作环境，需要优化飞行员座舱的设计，包括座椅、操纵杆、显示器等，提高飞行员对战斗机状态和飞行参数的感知和控制能力。

7.进行风洞试验和模拟仿真：在战斗机设计阶段，可以利用风洞试验和数值模拟仿真技术，对战斗机在大迎角情况下的气动特性和稳定性进行全面评估和优化，为设计和改进提供科学依据。

综上所述，要提高战斗机的大迎角稳定性，需要从机翼设计、升力辅助装置、辅助气动面、飞行控制系统、飞行员座舱设计等多个方面进行优化和改进，以提高战斗机在高迎角飞行中的稳定性和控制性能。

飞机大迎角纵向机动稳定性及通向混沌的道路张志浩;姚宏;彭兴钊;苏磊【摘要】基于非线性动力学理论，分析了飞机大迎角纵向机动的稳定性及混沌行为。

根据纵向机动的动力学模型，分析了飞机在大迎角状态下的飞行稳定性，通过Lyapunov 稳定性原理，给出了不同参数匹配条件下飞机的纵向机动稳定域；以升降舵偏角和质量为系统参数，利用Melnik-ov方法，研究了飞机纵向机动的混沌运动，得到通向混沌的道路；通过数值仿真得出不同条件下的飞机纵向运动的Lyapunov指数，分析实验结果并对理论推演进行了验证。

结果表明：大攻角机动情况下，飞机极易进入混沌状态，造成飞行不稳定甚至导致飞行事故。

%Based on nonlinear dynamics theory,this paper analyzes the stable field and roads led to chaos of aircraft vertical maneuvering at high angles of attack,analyzes flight stability of aircraft at the high angle state and puts forward the stable field of vertical maneuvering under various matching parameter on the ba-sis of aircraft vertical maneuveringequation.Regarding rudder angle and quality as variable parameters, the chaos movement is analyzed by developing the heteroclinic orbit based on Melnikov method.This pro-vides a theory foundation for the control of aircraft vertical maneuvering at high angles of attack under va-rious conditions.【期刊名称】《空军工程大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2014(000)003【总页数】5页(P15-19)【关键词】纵向机动;大迎角;稳定性;Lyapunov指数;混沌【作者】张志浩;姚宏;彭兴钊;苏磊【作者单位】空军工程大学理学院，陕西西安，710051;空军工程大学理学院，陕西西安，710051;空军工程大学航空航天工程学院，陕西西安，710038;空军工程大学航空航天工程学院，陕西西安，710038【正文语种】中文【中图分类】V211飞机在纵向机动中的稳定性[1]是飞机飞行安全和战斗机完成任务情况的重要影响因素。

第20卷　第2期　2002年6月飞　行　力　学F L IG HT DY NA M I CSV o l.20　No.2June 2002　收稿日期:2001-12-03;修订日期:2002-02-25作者简介:钱丰学(1971-),男,四川富顺人,助理研究员,学士,从事空气动力试验与应用研究。

文章编号:1002-0853(2002)02-0055-03边条机翼布局战斗机稳定性改进研究钱丰学,梁贞桧(中国空气动力研究与发展中心高速所,四川绵阳622661) 摘　要:对边条机翼布局战斗机的纵、横向稳定性改进措施进行了研究。

结合具体战斗机布局,给出了边条机翼布局战斗机纵、横向稳定性的一般特征,对前缘襟翼下偏、翼刀、平尾下反和机身截面修形等几种气动布局改进措施的风洞试验结果进行了简要讨论。

结果表明,所研究的气动布局改进措施都能有效提高边条机翼布局战斗机的稳定性,其中,前缘襟翼下偏既能完全克服俯仰力矩曲线非线性上翘问题,又能较好地解决横侧向稳定性丧失问题。

关　键　词:边条机翼;战斗机;稳定性;气动布局 中图分类号:V 211.4;V 212.1 文献标识码:A引言 自20世纪70年代以来,战斗机设计的指导思想发生了深刻变革,机动性成为现代战斗机的主要指标之一,这就对战斗机中、大迎角气动设计提出了更高要求。

研究表明,现代战斗机,尤其是按静稳定原则设计的战斗机,容易出现中、大迎角纵横向稳定性严重非线性或不足的问题,这不仅在很大程度上限制了战斗机机动性能的发挥,而且可能危及飞行安全。

因此,战斗机的纵、横向稳定性问题就成为设计时的关键气动力问题。

在战斗机设计实践中,有两种解决稳定性问题的方法:一是采用推力矢量控制技术弥补战斗机纵、横向稳定性的不足;二是采用气动力布局技术来提高战斗机纵、横向稳定性。

两种技术比较而言,气动布局技术成本低、可靠性好,在战斗机设计中得到广泛应用。

为了提高战斗机稳定性,飞机设计师和空气动力研究工作者已经对翼刀、平尾布置等气动布局措施进行了广泛研究,但是随战斗机设计概念和具体布局的不同,这些措施对气动特性的影响具有不同的特点。

战斗机动能力不足需加强运动训练战斗机作为现代空军的主力装备，其动能力的加强对于提升作战效能至关重要。

然而，当前战斗机的动能力存在一定不足之处，为此应采取有效措施加强运动训练，以提升机体的机动性和战斗能力。

一、问题分析目前，战斗机在机动能力方面存在以下主要问题：1. 转弯半径过大：战斗机转弯时需要较大的空间，无法在狭小的环境中实现快速的转向，影响机体的机动性和应对敌方机动的能力。

2. 加速度不足：战斗机在短时间内无法实现快速加速，无法快速达到作战所需的速度，影响机体的机动性和战斗力。

3. 高速机动能力差：战斗机在高速状态下，机体的控制性能下降，机动能力受到限制，无法灵活应对敌方战机的威胁。

二、解决方案为了解决以上问题，应采取以下措施来加强战斗机的运动训练，提升其动能力：1. 提高操纵乘员的训练水平：加强操纵乘员的身体素质和机动性训练，提升其对机体操作的熟练度，减少机动动作的延迟时间，提高机动能力。

2. 优化机体设计：通过优化战斗机的结构设计和空气动力学性能，减小机体的风阻，提高飞行稳定性，降低机体在高速状态下的操作难度，增强机体的高速机动能力。

3. 强化协同训练：加强战斗机与其他作战飞行器（如轰炸机、预警机等）的协同训练，提高战机之间的配合能力和战场操作的灵活性，增强整体作战能力。

4. 加强特殊环境训练：增加战斗机在极端环境下的训练，如高海拔、低温、高湿度等，使机体能够适应各种复杂环境，提高机动性和应对能力。

5. 使用模拟器进行训练：利用先进的模拟器进行战斗机的运动训练，模拟不同战斗场景和复杂环境，提高操纵乘员的应激能力和机体的机动性能。

三、效果评估加强战斗机的运动训练，期望达到以下效果：1. 转弯半径缩小：通过训练和优化机体设计，使战斗机能够在较小空间内实现快速的转向，提高机动性和机动能力。

2. 加速度提升：通过操纵乘员的训练和调整机体设计，使战斗机在短时间内能够实现快速加速，迅速达到作战所需的速度，增强机体的战斗能力。