李天院士作为预研课题工作的领导者和带头人，深知科技发展一日千里，不进则退。他特别注重学习新技术和掌握新东西，他经常组织学术报告会和技术讨论会及经验交流会，让大家畅所欲言，鼓励大家大胆创新，特别是在每年的课题预研的总结年会上，他总是来得最早，坐在第一排，认真听取每个单位、每个人的汇报，平心静气、和颜悦色的讨论问题。特别是在经费紧张，科研试验条件有困难的条件下，他能够耐心地、细致地听取各方面意见，找出解决问题的办法，顺理成章的解决存在的问题，为课题下一步的进行打下基础。他把飞机综合设计的大课题又分解为若干子课题，并组织人力深入研究探索，经过各方面的努力，而取得理想的成果。
课题研究似耕耘，
循序渐进须创新。
业精于勤聚众智，
功夫不负有心人。
顶层分析
为了完成祖国领土完整的大业、保证海洋资源不受侵犯和未来风云变换条件下的国土安全，为了保证打赢未来高技术条件下的局部战争，发展新一代战斗机势在必行。在研发新一代飞机的过程中顶层分析技术研究是重要组成部分，李天院士是这一技术的开拓者。
新一代战斗机的研制工作，将紧紧围绕用户的战术技术指标需求和未来高技术作战的特点，除完成飞机的各种功能、性能设计和验证，还要完成飞机与武器系统作战任务、作战环境、指挥方法与攻击目标的研究与论证，以达到整个航空武器系统作战效能与战术技术指标的要求。
在未来高技术条件下的局部战争中，空军起着举足轻重的关键作用。对于战斗机，由于追求高性能，过多采用新技术致使技术风险增加，以及社会经济各方面因素的影响，导致全寿命周期费用迅速增长，大有让军方买不起或买得起而用不起之势。美军一架B-2隐身轰炸机价值20亿美元，一架F-22先进战斗机要1．2亿美元。因此费用是各国武器发展的一个关键制约因素，如何有效控制寿命周期费用已成为各国政府及飞机设计部门不得不认真对待的难题。
由于在战斗机设计的初始阶段，决定了飞机的80%成本，因此，开展战斗机的顶层指标分析、战效研究、费用估算和控制以及型号规范的研究，可使未来战斗机具有高作战效能的同时，有效地控制研制、生产以及使用维护成本，使新一代战斗机达到效能和费用的平衡。
美国、俄罗斯等航空发达国家十分重视军用飞机的经济性和作战效能的研究，都设立专门的机构从事这些方面的研究工作，如俄罗斯的高斯尼亚斯，由专门的部门进行航空武器系统的作战效能研究，美国的兰德公司也进行了飞机的经济性评价研究。
从国外各种作战效能研究的情况看，可以把飞机作战效能研究按其复杂程度初步分为五级：真试飞及空战演习（全物理仿真），模拟器空战仿真（半物理仿真），计算机空战仿真（全数字仿真），效能指数分析，性能参数分析，其中模拟器空战仿真和计算机空战仿真在顶层分析论证阶段被广泛采用。
从美国第四代战斗机的研制情况看，经济性是一个很重要的制约因素。F-22的单价超过1亿美元，飞机虽然先进，但装备数量受到极大限制，因此，美国又发展了JSF，以求技术先进性和经济可承受性的良好折中。
就现代世界军用飞机发展趋势来看，在强调作战效能高、技术先进的同时，又注重飞机的单机价格、全寿命费用。按全寿命成本设计与控制军用飞机的研制、生产、使用，是单机发展的必然出路。
国外飞机研制方面的计算机软件（设计软件和数据库）的发展水平较高。
在美国，各大飞机公司如洛克希德·马丁、波音等公司都已开发出基本能够满足设计先进飞机（如第四代战斗机）的综合设计软件，普遍建立了服务于飞机研制的集多专业、多功能、多（介质）形式的、系统化的数据库，可实现有效和安全的数据存储、交换和管理，并且能够服务于飞机研制的全过程。
国外第四代战斗机研制起步较早，研制进度较快，各大飞机公司都有自己的设计指南、设计手册，并不断地更新和完善，新的规范、标准也不断出现，对设计新一代飞机起着重要的作用。
国内单机论证和研制对经济性重视程度不够，虽然近几年开展了经济性方面的研究，把降低飞机单机价格作为飞机设计、生产的一个重要方面，但在全寿命成本设计与控制、飞机全寿命费用估算以及飞机总体方案的费效比分析研究等方面，还需进一步开展研究。
601所一向十分重视飞机研制软件的开发。20世纪80年代，引进并开发了集设计、制造与管理一体的软件包，这些软件包具备系统化雏形，但只能满足第三代战斗机的需求。90年代，我国又进一步引进和开发了一些功能软件，李天在此基础上组织各专业人员建立了飞机总体综合优化设计软件包。该软件包集成了部分国内较先进的功能软件，但有一部分功能仍需要进一步完善，还需要补充新的计算软件。同时还开发了总体、气动和隐身三个数据库，但是，在专业、功能、介质形式方面，覆盖的范围都相当少，与国外先进水平还相差甚远，还不能满足新一代战斗机设计的需求。
通过对俄合作，明确了新一代战斗机的技术特征。我国的背景机应具有什么样的战术要求和技术特征，必须深入研究。在飞机总体综合设计课题中，李天把顶层需求设计技术列为第一子课题。他提出制作某型飞机缩比的气动模型和隐身测试模型。为获得较准确数据，他除收集国外有关资料外，还请南航昂海松教授根据照片采用灰度系数法推出某机的外形数据，两者结合，得到了某机的几何数据，为制定模型有了保证。他让课题组根据测得的气动与隐身数据，进行性能计算分析，以此为参考，制定我国背景机的战技指标。
李天还协助顾院士及解思适所长领导的西工大、601所、620所课题组共同完成了建立战效仿真程序的工作，使其成为战术分析的重要工具。
李天领导顶层分析课题组组建了601所的战效仿真模拟器，在此模拟器上可进行1∶1，2∶2战机空战实战模拟，并给出损失比，为评估飞机的作战效能提供了设计手段。
飞推控制
新一代飞机的研发离不开飞推控制技术，李明院士和李天院士是这一课题的奠基人。
综合飞行/推力控制技术是随着飞机飞行控制系统实现数字化控制，及发动机调节控制实现数字化控制后应运而生的技术。在综合飞行/推力控制之下，整个推进系统各部件（含发动机、进气道、多功能喷管）工作过程的控制都取决于飞机的控制或机载设备的使用、飞行状态或飞行阶段的需要，以使飞机获得最优的性能、最佳飞行操纵性和稳定性，提高飞机的作战效能。另一方面，综合控制及动力装置各部件之间以及与飞机系统之间实现最佳的相互作用，改善了推进系统的有效性能、降低了对飞机使用状态的限制程度。
鉴于综合飞行/推力控制系统上述特点，“九五”初期，601所部分技术人员在李明总师及李天副总师的组织下，结合跨学科相关院所的技术力量，利用行业内三轴数字式飞行控制系统及发动机全权限数字式电子控制系统的预研成果，开始了综合飞行/推力控制系统的立项研制工作，成立了综合飞行/推力控制预研课题组，并于1996年12月正式立项，李天任课题组组长，范彦明，卞静任副组长，参研单位有601所、618所、南航和611所等。
从“九五”初期立项到“九五”末期，该课题组在国防科工委、中航总科技局的大力支持下，按系统论、信息论的控制思想，按立项开题论证报告所规定的研制内容和预期的目标，在综合飞行/推力控制领域中，对系统设计和系统建模技术、系统控制律设计、系统仿真环境的开发等方面查阅了大量资料，进行了广泛而深入的研究，并按“九五”工作目标取得了阶段性研究成果。
综合飞行/推力控制系统按飞机性能最优的观点，其控制任务是：改善飞机加速性、爬升性、经济性的发动机稳态寻优控制及飞行控制系统良好飞行品质和稳定性的研究；提高推进系统有效性的寻优控制研究；改善飞机机动性、起飞着陆性能，大迎角和低速飞行的稳定性和可操纵性推力矢量控制研究；飞机航迹控制、地形跟踪、编队飞行保持给定的飞行速度、高度及间距的综合控制研究。
“九五”期间是综合飞行/推力控制研究的第一个五年规划，课题组在摸清上述控制任务基础上，根据国内的技术储备，制定了“九五”期间研制的总目标，即完成综合飞行/推力控制系统原理方案和推进系统实时模型研究和数学仿真；完成有工程应用前景的综合飞行/推力控制系统控制律设计和仿真分析；初步组建综合飞行/推力控制系统原理样机地面半物理模拟试验台；完成初步的综合飞行/推力控制系统模拟试验；为地面模拟试验的开展奠定基础。
从“九五”初期开题伊始，课题组分别针对具有广阔工程应用前景的歼8系列飞机和新一代先进战斗机两种应用平台，开展了大量的研究。到1997年完成了综合飞行/推力控制系统原理方案及综合飞行/推力顶层设计要求。1996—1998年完成了某机型发动机实时模型的建立及完善，发动机控制系统实时模型的建立，组建了推进系统实时模型，完成了推进系统实时模型的数学仿真及测试。1999年完成了发动机典型状态寻优控制律设计及寻优控制软件的开发，飞行控制系统控制模态和控制律设计及仿真软件，仿真环境开发及完善。完成了进气道出口流场畸变量、总压恢复对发动机稳定性及性能损失估算方法。针对新一代战斗机，1996—1998年建立了带推力矢量飞/发非线性模型。1999年对典型过失速机动飞行进行了初步仿真计算，同时在1996—1999年开展了自动油门飞行控制系统方案建模及初步设计研究。在2000年以三轴数字式1∶1飞行控制模拟试验台为依托，完成综合飞行/推力1∶1半物理模拟试验台的组建。“十五”将开展典型飞行状态下综合飞行/推力半物理仿真研究，通过1∶1模拟试验台综合半物理的仿真试验，完善飞机的综合飞行/推力控制律设计，评估综合飞行/推力控制系统的收益，解决各系统之间的动态匹配关系，为该预研项目向工程应用转化奠定基础。
综上所述，随着国内飞行控制系统三轴数字化控制及发动机全权限数字控制系统取得突破性进展，综合飞行/推力控制技术的研究必将进入一个实质性阶段。在基本上不改变硬件的基础上，只改变系统的控制软件、接口软件，即可开展自适应综合飞行/推力控制研究。采用综合飞行/推力控制技术后，预计飞机性能会有很大提高并最大限度地减轻飞行员负担。此项控制技术本身又可在服役飞机和背景机上做进一步扩展和延伸。可以预计，此项课题研究必将会对国防科技发展起着举足轻重和划时代的作用。
推力矢量
到20世纪90年代，国外的推力矢量喷管技术逐渐发展成熟。已经发展的机械式推力矢量喷管包括低探测性二维推力矢量喷管、轴对称推力矢量喷管和球面收敛调节片喷管。目前，在P119上的二维收—扩推力矢量喷管已经实用，喷管可向上和向下各转动20度。低探测性的轴对称推力矢量喷管已得到验证，其可探测性与二维收—扩推力矢量喷管类似，但重量可减轻50%，成本降低60%，零件数减少300个。球面收敛调节片喷管已在1994年通过发动机地面验证，具有俯仰/偏航推力矢量和反推力的功能，重量减轻20%。由于发动机的机械式推力矢量喷管有许多活动部件，因此结构复杂，重量大，成本高。
为解决上述问题，正在研究一种几何结构固定的射流推力矢量喷管，这种喷管技术代表未来喷管技术的发展方向。射流控制推力矢量喷管是利用二股流来改变主流的横截面积和方向，所以无须机械作动系统。它与机械作动矢量喷管相比，重量和成本可分别降低60%和25%，并能改善可靠性、维修性、保障性和隐身能力。由于射流推力矢量喷管没有活动的零件，因此设计、生产和维护都很便宜，但目前这项技术还处于发展阶段，离实际应用还有一定距离。
飞机推力矢量控制是指改变发动机尾喷流的方向，提供其俯仰、偏航和横滚力矩及反推力，用于补充或取代常规由气动面产生的气动力来进行飞机飞行控制。推力矢量技术在飞机上的应用，将使战斗机的大迎角过失速机动性、敏捷性、短距起降性能及隐身性能等得到很大的提高，为此，航空发达国家在推力矢量技术方面的研究已进行了几十年的探索，目前已全面掌握了其中的关键技术，并普遍应用于第三代战斗机的改进、改型和新一代战斗机的设计之中。我国对推力矢量技术的研究起步较晚，“八五”期间有部分研究单位和院校借助其他预研课题的支持，对二元和轴对称喷管推力矢量对飞机气动特性的影响机理进行了初步探索，因缺少应用平台，研究工作进展缓慢。随着国际政治形势的不断变化，军方对先进武器装备的需求日趋急迫，在此形势下，为尽快掌握推力矢量关键技术，提高我国现役战斗机综合作战能力，并为新一代战斗机设计奠定基础，“九五”期间，国防科工委正式将推力矢量技术研究列为国家重点预研课题之一。