李天院士多年来一直担任总装备部和中国航空工业集团公司的六项国家重点课题负责人，曾任中国航空空气动力专业委员会委员，总装备部飞机总体技术专业委员会委员，总装备部隐身技术专业委员会委员，海军预研专家组专用航空装备组委员会委员及顾问，西工大翼型叶栅空气动力学国防科学重点实验室学术委员会主任等职。李天院士长期以来从事飞机气动设计和隐身技术研究，将空气动力学与电磁散射特性有效结合在一起，通过先进隐身飞机气动布局研究，开拓性地解决气动与隐身在布局设计中的技术难点，为我国新一代先进战斗机发展做出了突出贡献，在飞机气动设计专业领域，他创造性地解决了飞机设计研制过程中的多项空气动力学重大技术问题，在推力矢量、舰载机特殊技术、飞推控制和高生存力等方面做出了卓有成效的研究，解决了很多技术难题，在飞机工程研制中得到有效地验证和广泛的应用。拓展了我国飞机气动布局领域的设计方法，有效地应用在远景飞机的设计工作中。
航空报国志不凡，
工程成败在预研。
大力协同锲不舍，
成果共享铸新歼。
攻关解难
李天在所从事的飞机空气动力学研究领域造诣颇深。40多年来，他在该领域工作中创造性地解决了战斗机研制过程中遇到的多项重大技术难题，并在工程中得到验证和应用，完善了我国战斗机气动布局的设计方法，不断探索新一代飞机的先进气动布局的技术发展。他理论联系实际，在型号研制中主要解决如下技术难题：
1.率先建立了“从风洞数据修正到飞行值的相关性方法”
风洞是飞机空气动力设计所不可缺少的试验设备，它是按一定设计要求，在管道内（称试验段）产生可控制的各种速度的人工气流，该气流流过装有天平的飞机模型，测出其升力、阻力等气动性能数据，为设计飞机提供气动力数据。我国航空工业起步晚，经济实力较差，20世纪60年代国内只有尺寸较小的3米量级低速风洞和0．6米高速风洞，风洞试验模型尺寸受到严格限制，致使试验模型与真实飞机有诸多的不同，如雷诺数小、进气道不能通气、尾部喷气也不能模拟、翼面是刚性的等，利用这种模型测得的数据必须经过修正才能用于工程设计。针对上述问题，李天与顾诵芬总师商定采用单独通气模型、尾部喷气模型试验，来获得通气、尾部喷气对气动特性的影响量。而飞机在飞行中，发动机燃烧的气体是由尾部喷管排出的，特别是战斗机，尾喷流温度高、速度大、对飞机尾部的垂尾及平尾的流场影响很大。当时由于条件限制，国内在风洞里还没有做过模拟尾喷流的试验，为了摸清尾喷流在超声速飞行时对垂尾效率的影响，首次在北航G-3超声速风洞（风洞试验段尺寸只有0．3米×0．3米）进行喷流模拟试验（引一股高压气流到风洞里再由飞机模型尾部喷出），当时的试验设备和装置比较简陋，只能用自制的六排测压耙测垂尾表面的压力分布，没有扫瞄仪，用水银柱测压仪记录压力变化，用手摇计算机进行积分得到有、无喷流的压力分布、侧向力及偏航力矩，此项试验不仅得到了喷流对飞机方向安定性的影响量，同时也摸清了喷流效应的流动机理。对于雷诺数及翼面弹性的影响分析是采用理论计算方法获得其影响量，再用上述影响量去修正全机风洞试验数据，从而得到接近真实的飞机气动数据。用上述修正方法对歼7飞机风洞试验结果进行修正得到的气动特性与飞行试验测得的数据基本一致，同时在歼8飞机设计中应用了该方法也获得了成功，证明这种修正方法是正确的。通过上述验证，他建立了一套超声速飞机用小风洞试验结果换算到真实飞机的“从风洞数据修正到飞行值的相关性方法”，为飞机的气动力设计提供了可靠的计算方法，该方法已成功用于国内各飞机厂、所的型号设计之中。
2.成功解决歼8飞机放减速板振动问题
歼8某型飞机在使用中出现了放减速板振动大及减速性差的问题。主要现象是减速板打开偏度小，阻力增量不够，若增大减速板偏度则引起飞机强烈振动。为解决此问题，所里成立了攻关组，任命李天为组长。他通过在低速风洞中流态观察及试飞测量发现，振源来自减速板后的气流分离及从减速板两侧形成类似的卡门涡街，产生非定常的低频压力脉冲，这种漩涡从平尾流过，引起其结构响应而使飞机产生强烈的振动。在减速板面积不允许增大的限制条件下，他提出在减速板上采用开孔的方法来消除振动，通过孔的高能气流可将板后拖出的大旋涡分割成小旋涡，经黏性耗散使脉动压力下降，由于孔的边界层作用，对板的阻力影响不大。然而，孔的形状、大小、位置却是设计的关键，为获得定量结果，在国内首次开展了在高速风洞中对减速板上开孔进行系统研究的方法。他设计了多种开孔方案的减速板，采用在高速风洞中同时测阻力及减速板尾流脉动压力的方法，得到了既满足增阻又不产生强烈振动的减速板方案。经试飞验证，飞机减速性能达到设计指标，振动消除，已在部队的飞机上推广使用，并获航空工业部科技进步二等奖。
3.圆满解决歼8Ⅱ飞机大马赫数方向安定性不足问题
歼8Ⅱ飞机将原机头进气改成两侧进气后，其前机身横截面由圆形变成立椭圆形，使其在大马赫数时方向安定性变坏。李天提出将原歼8双腹鳍改成单片可折叠大腹鳍，通过理论计算和风洞选型试验确定了腹鳍的几何参数，经试飞验证，该方案合理可行，使歼8Ⅱ飞机达到了设计最大马赫数并顺利通过设计定型。
4.有效改善歼8飞机起降特性
歼8飞机改型后因外挂武器品种和重量增加，使飞机重量增加，影响了飞机的着陆性能。根据俄罗斯中央流体动力研究院的结论，对于小展弦比三角翼飞机，其襟翼的偏度只能到22．5度，因此起降升力系数小。李天提出要打破框，框，增加襟翼偏度，通过系统地研究襟翼增大偏度时的最有利缝隙形式及大小，摸清了襟翼偏度与襟翼缝隙的关系，通过风洞试验验证表明，小展弦比三角翼飞机的襟翼偏度通过控制襟翼缝隙大小可增大到30度，着陆升力系数可增加20%，经试飞验证飞机起降速度降低了10%，改善了歼8飞机的起降特性。该襟翼方案已在歼8改进型系列飞机上应用。
5.主持完成高机动战斗机气动布局研究
1975年起，李天开始对第三代战斗机的气动布局形式进行系列研究，其中特别关注涡控技术。他系统地研究了边条翼的边条参数包括边条前缘半径、后掠角、平面形状和相对面积的影响，还研究了近耦合鸭式布局中前翼的平面形状、面积大小，以及前翼与机翼的上下、前后位置的影响，通过理论计算及大量高、低速风洞试验和流谱观察，摸清了脱体涡流型与混合流型的机理，最后选出了比国外先进战斗机性能更好的边条翼布局方案，并得出了边条翼设计准则和方法。此外，他还系统地研究了可兼顾亚超声速性能的大后掠双三角翼与融合体布局的气动力特性、大后掠尖前缘涡襟翼的几何参数与气动特性的关系，以及具有高机动性的三翼面布局方案和气动特性。这些研究成果，已收入2002年航空工业出版社出版的《飞机设计手册》第六册中。李天在国家自然科学基金资助的《大迎角非定常涡破裂产生的飞机抖振特性研究》中担任项目负责人，通过试验、分析，他建立了理论设计计算方法，完成了计算分析。经高、低速风洞试验验证了该方法的正确性，找到了控制大迎角非定常涡破裂产生的飞机抖振方法，其结果可用于战斗机设计及改进上。
一个个创新的设计方法、一条条迥异的思路方案、一项项攻克的技术关键，化为了工程研制的强大推力，拉近了中国与世界飞机设计研制的距离。
贡献非凡
李天致力于我国航空飞机空气动力学、隐身技术以及气动/隐身交叉学科领域的预先研究和工程应用，是该领域的学科带头人，为相关领域的型号技术难题攻关做出了重要的贡献，开拓性地建立了一套我国先进飞机气动与隐身综合设计方法，设计出与美国最先进飞机性能相当的我国新一代飞机的气动布局，使我国在飞机空气动力与隐身技术综合研究领域达到国际先进水平，为我国新一代先进飞机的发展做出了突出的贡献。
空气动力学在航空事业的发展中，有着举足轻重的作用，空气动力学是发展航空、航天技术的重要理论基础，无论从提高飞行器的飞行效率，还是作为武器平台充分发挥其作战效能来看，都离不开空气动力学的进步。战斗机的发展证明，在空气动力学上有重大突破，会推动飞机的更新换代，新一代飞机的问世是与其具有创新的气动布局形式、高效的气动力措施、先进的气动力设计方法密不可分的。
要夺取未来战争的胜利，必须要掌握制空权。因此，各国都把发展高性能军用飞机放到了重要的地位。要提高飞机的生存能力，在空战中就要做到先敌发现、先敌击落，飞机必须具有良好的隐身性能。这是一个高深而未知的领域，李天放眼未来，开拓创新，勇于探索，从1986年起，就开始在隐身技术领域纵横驰骋，为我国隐身技术的开发和应用做出了非凡的贡献。
1.主编我国第一部《飞机隐身设计指南》
1986年，李天担任航空工业部隐身技术研究课题组组长后，带领院校、研究所几十名专家组成的团队，在隐身外形、材料及隐身特性计算、测试方法等方面进行攻关。大量的机理分析、试验研究，以及十几年的研究和积累，全面掌握了飞机主要部件参数对雷达波散射特性的影响规律，找到了飞机产生电磁波强散射源的部位，提出了解决减小雷达散射截面的有效方法和措施。多年的研究与实践，加之分析、提炼和总结编写出的具有自主知识产权的我国第一部《飞机隐身设计指南》，为航空设计部门的隐身设计提供了先进的方法。
2.设计并建造了国内第一个外场RCS测试系统，对歼8飞机进行了隐身性能改进
为了验证设计计算飞机RCS的可信度，1998年，他领导课题组专门设计和制造了可承担整机重量的高精度电动测试大转台和支架，组建了外场RCS测试系统。用此系统对歼8Ⅱ真飞机原型和对重要强散射源采取隐身措施的改进型飞机的RCS进行了外场对比测试，测试结果表明，改进型真飞机的前向RCS比未改前真飞机的前向RCS降低了2/3，也验征了计算方法的正确性。现已为歼8改型飞机所采用。该项目获得国防科工委科技进步二等奖。
3.建立了适合我国新一代飞机设计要求的先进隐身进气道方案
随着飞机对隐身要求的提高，作为飞机前向三大主要散射源之一的进气道对全机的隐身性能起着较大的影响，为攻克关键技术，李天领导研究团队对目前国外最先进的双斜切式及带鼓包式（Bump）两种隐身进气道进行了系统的流动机理、气动特性以及隐身特性研究，全面摸清了主要设计参数对进气道流动特性的影响规律，提出了先进隐身进气道的设计原则并建立了先进的进气道与机体一体化的设计方法，形成了适合我国新一代飞机设计要求的先进隐身进气道方案。
新一代战斗机特点是既具有良好的隐身性能又具有优越的空气动力特性。隐身与气动力设计在许多方面是相互矛盾的，两者要兼顾十分困难。美国从1982年起就研制了既有隐身又能机动空战的F-22战斗机，直到2004年才开始装备部队。欧洲（除俄罗斯）至今还没有，俄罗斯是20世纪90年代开始研究，直到2009年底才实现首飞。因此要实现隐身与气动力综合优化设计是当今世界的难题。各种布局形式特点不同，选择气动布局形式是一个综合、折中的过程。现代高性能战斗机设计，除要求在亚、超声速及大、小迎角全包线范围内具有满意的气动特性外，还要考虑隐身性能对外形的要求，而隐身与气动力对外形的要求有些是矛盾的。因此，如何综合、优化气动力与隐身性能更是飞机设计师急需解决的瓶颈。李天从“八五”期间开始研究、探索，并做出了开拓性贡献。
4.率先建立了气动/隐身综合设计方法
由于飞机的气动力设计，以及减小其雷达散射面积都与飞机外形和布局有密切关系，而两者对外形的要求又是相矛盾的。如何使飞机既有良好的气动力特性又具有高隐身性能，对飞机的布局设计提出了严峻的挑战。为解决这个矛盾，他提出先从理论设计方法上加以解决，即建立气动与隐身综合优化方法。
他在气动性能计算上采用欧拉方程求解飞机的气动力特性，在隐身性能计算上采用电磁散射理论中的物理光学法求解飞机的RCS特性，在此基础上，采用模糊数学和遗传算法建立了气动/隐身综合优化设计软件，优化方法中是以隐身特性为优化目标函数（即以前向RCS值最小），以飞机的升阻特性为约束条件（即以零升阻力不大于某值，升阻比不小于某值），通过改变飞机机翼及机身主要参数得到隐身与气动特性都满足要求的飞机外形参数。该方法具有分析和计算任意复杂飞机外形的气动、隐身特性及对飞机外形参数进行综合优化设计的能力。通过模型风洞试验及隐身暗室模型测试，结果表明，用该优化方法得到的外形方案其气动和隐身性能满足指标要求，从而也证明了该方法的适用性和正确性，为新一代飞机外形设计提供了有效的设计工具。