随着现代航空技术时的快速发展及其军事中的广泛应用,现在歼击机的作战环境和方式发生了很大变化,对歼击机机动性能提出了更高的要求,超机动飞行能力是现代战机的重要技术特征。歼击机在大迎角下的超机动飞行很容易进入一种危险的状态—深失速,这是一种失控的飞行状态,直接威胁人机安全。因此,为了保证飞行员和歼击机在空战中的安全,对深失速特性的分析及改出保护控制具有重要的意义。本文针对这一问题,对先进歼击机纵向模型进行俯仰特性分析、深失速边界确定及深失速改出控制律的研究。论文的主要工作内容如下所示:首先,建立歼击机纵向模型,分析其纵向稳定性。建立先进歼击机纵向三自由度模型,并对模型的参数、开环零输入响应进行分析,确定了该歼击机具有大迎角下的深失速特性。也为以后的深失速危险状态分析、边界判定及改出保护控制研究奠定了基础。通过分支分析方法计算歼击机纵向平衡分支面,分析纵向稳定性。然后,计算歼击机深失速边界。在确定的飞机纵向模型基础上,运用相平面法计算歼击机的深失速危险边界,并分析了深失速边界的影响因素,如飞行速度等。引入可达集的概念,并利用后向可达集计算歼击机的深失速走廊,利用可达集能够处理三维方程的优势,计算了歼击机的三维深失速走廊。最后,在深失速边界的基础上,研究歼击机深失速的改出方法。为改出深失速的大迎角状态,需要为歼击机提供足够的下俯力矩,通过分析发现,直接推杆难以改出深失速,但可以通过减速板等重新配置歼击机平衡点改出深失速。由李雅普诺夫函数设计了俯仰震荡控制律,并证明了该控制律能在最短时间内改出深失速。在俯仰震荡法的基础上,设计了最优时间-控制和模糊逻辑改出控制律。之后,提出了一种基于变指数单向辅助面滑模控制算法,有效抑制了抖振,设计了单向辅助面滑模反控制法改出深失速。