飛行器總體設計課件

飛機總體參數詳細設計

(部件設計)

3.1設計的任務和步驟

3.1.1飛機總體參數詳細設計的最優(yōu)化準則

設計的主要任務是保證飛機總體參數的最優(yōu)化。

復雜系統(tǒng)優(yōu)化局部最優(yōu)的子系統(tǒng)

3.1設計的任務和步驟3.1.2飛機總體參數詳細設計（部件設計）的主要任務在飛機部件的設計過程中，要解決以下的問題：

1.選擇主要參數和幾何尺寸的最優(yōu)值；

2.選擇最優(yōu)形狀、最優(yōu)外形；

3.選擇飛機部件的最優(yōu)結構受力形式，滿足強度、剛度等要求并使重量最輕；

4.選擇最優(yōu)材料和工藝過程，使在成批生產中保證外形和表面質量的條件下使飛機部件生產成本最低；3.1設計的任務和步驟

5.保證飛機部件使用維護方便，在飛機部件重要結構和設備的檢查和修理時，有自由接近的和進行必需的測量調整工作的可能性。根據飛機主要參數值和規(guī)定的戰(zhàn)術（使用）技術性能選擇飛機部件的主要參數和幾何尺寸并使它們最優(yōu)化。

1.機翼：展弦比A、后掠角Λ、根梢比λ、機翼根部和尖部翼型的相對厚度t/c、上反角Γw，幾何扭轉及氣動扭轉和增升裝置選擇；

3.1設計的任務和步驟2.機身：最大橫截面積SMf、長細比l/d、機身長度lf、機身頭部和尾部的長細比；3.尾翼：尾翼的水平力臂和垂直力臂（LHT,LVT）、尾翼的面積SHT和SVT、舵面面積SHC和SVC、根梢比λHT和λVT、展弦比AHT和AVT；4.起落架和動力裝置：起落架支柱和機輪尺寸、進氣口和尾噴口的尺寸、發(fā)動機吊艙或起落架整流艙的最大截面積等。

3.1設計的任務和步驟飛機部件（最優(yōu)）形狀的選擇與以下的參數的選擇有關：

1.機翼和尾翼的翼型及其沿翼展方向的布置規(guī)律；2.機翼和尾翼相對于機身的位置，水平尾翼（HT）和垂直尾翼（VT）的相對位置；3.機身的橫截面和機身頭部與尾部的外形；4.起落架的位置，起落架收入機翼或機身內的可能性（以及有沒有設專門的整流罩的要求）；5.發(fā)動機進氣口、短艙、安裝這些短艙的吊掛，以及噴口裝置的形狀。

3.1設計的任務和步驟3.1.3飛機部件設計的步驟

下面給出對飛機各個部件的主要型式、尺寸、形狀的選擇步驟；這些部件的其它性能的選擇（結構的、強度的和工藝的等）在專門的教材里進行研究。

1.

總體布局的選擇：

·常規(guī)布局（指尾翼在機身后段）

·無尾式布局（指沒有水平尾翼和鴨翼）

·鴨式布局

·

三翼面布局

3.1設計的任務和步驟

2.

機身方案的選擇

·

乘員、旅客、行李、燃油、貨物和其他有效載重的安排

·

座艙或飛行儀表板的設計

·

機身內部設計

·

窗戶、門和緊急出口的設計

·

燃油、行李和貨物的容積檢查

·

武器和儲備的安排

·

加載和卸載的通道

·

維修和保養(yǎng)的通道

3.1設計的任務和步驟

3.推進裝置類型的選擇

·增壓式或非增壓式活塞式發(fā)動機或者螺旋槳

·渦輪螺旋槳

·槳扇

·渦輪噴氣或渦輪風扇

·沖壓噴氣或火箭

·電機（太陽能、微波和電池等）

4.發(fā)動機或螺旋槳數目的選擇

3.1設計的任務和步驟5.

推進裝置的布置

·推進器：推進或拉進

·發(fā)動機埋在機身內部或機翼里

·發(fā)動機艙在機身上或機翼上

·發(fā)動機和發(fā)動機艙的布置6.

機翼和尾翼（尾翼或鴨翼）的設計參數選擇

·機翼面積

·展弦比

·后掠角（固定翼或可變后掠翼）

·相對厚度

3.1設計的任務和步驟·相對厚度

·翼型類型

·根梢比

·舵面的尺寸和布置

·安裝角（固定翼或可變后掠翼）

·上反角

7.增升裝置的類型、尺寸和布置的選擇

·機械式襟翼

·后緣或前緣增升裝置3.1設計的任務和步驟8.

起落架類型和布置的選擇

·固定式或可收放

·后三點式、前三點式或自行車式

·支柱和輪胎的數目

·機輪收放位置

·起落架收起的可行性

9.

飛機上使用的各主要系統(tǒng)的選擇

·飛控系統(tǒng)，主系統(tǒng)和備用系統(tǒng)

·輔助動力裝置

3.1設計的任務和步驟·燃油系統(tǒng)

·液壓系統(tǒng)

·冷氣系統(tǒng)

·電氣系統(tǒng)

·供氧系統(tǒng)

·環(huán)境控制系統(tǒng)

·防冰、除冰系統(tǒng)

·噴灑系統(tǒng)（指農用飛機）

·導航系統(tǒng)

·電傳控制系統(tǒng)3.1設計的任務和步驟10.

結構布置、結構類型和生產細目的選擇

·金屬、復合材料

·主要飛機部件的結構布置

·起落架結構

·生產和制造的流程11.

確定研究、發(fā)展、制造和使用的費用

·潛在利潤的估算（民用飛機）

·任務效能的估算（軍用飛機）

·全壽命周期費用估算（包括民機和軍機）

3.2機翼設計

以下是機翼平面設計和橫向操縱面形狀位置設計的過程。

第1步：考慮對機翼布局起主要影響的因素，確定布局是下列形式之一：（1）常規(guī)布局（指尾翼后置）（4）鴨翼（2）飛翼（指無平尾或鴨翼）（5）三翼面（3）串列式機翼（6）連接式機翼第2步：確定機翼總的結構布局：（1）懸臂式機翼（2）支撐式機翼第3步:機翼/機身總體布置的確定：（1）上單翼（2）中單翼（3）下單翼3.2機翼設計

下面這些機翼/機身布局的比較只有在其它條件均相同時才是正確的。數字1表示‘首選’，數字3表示‘最不合適’。

*表示在很大程度上取決于機翼通過機身的位置

**

表示如果起落架收入機身內，那么起落架重量將不再是一個必需的因素。在這種情況下,起落架經常需要減震器外形整流，而這又會引起附加阻力。3.2機翼設計第4步:選擇機翼1/4弦線后掠角和機翼相對厚度后掠角的類型有以下幾種：（1）零度后掠或平直翼（2）后掠（也叫正后掠）（3）前掠（也叫負后掠）（4）變后掠（對稱變后掠）（5）斜掠（不對稱變后掠）

3.2機翼設計第5步：選擇翼型

第6步：確定機翼尖削比λW并繪制機翼平面尺寸圖。第7步：列出最大升力系數。第8步：確定橫向操縱面的形狀、尺寸及位置。第9步：在6步繪制的機翼平面圖上標出前后翼梁軸線第10步：機翼油箱容積的計算第11步：確定機翼上反角Γｗ第13步：將各步的決定和清晰的尺寸圖歸入一份簡短的文檔。

第12步：確定機翼安裝角及機翼扭轉角εt3.2機翼設計參數計算

3.2.1機翼的展弦比機翼的幾何展弦比是無因次的幾何參數，并由下式確定：

A＝b2/S

其中b－機翼的翼展，米；S－機翼面積，米2。在確定機翼的氣動力特性時,不用幾何展弦比，而用有效展弦比。

3.2.2機翼的平均相對厚度機翼的平均相對厚度由下式確定：

t/c＝SMW/S=SMW

其中：SMW－機翼最大截面積，米2。

3.2機翼設計3.2.3

中弧面的形狀機翼中弧面的形狀同樣也是機翼的幾何特性。它的定義是由翼型上、下輪廓構成機翼的上、下表面法向坐標之和的一半（機翼展向為Z坐標）：3.2.4

機翼的容積機翼的容積是機翼很重要的幾何特性，它可以用于放置燃油。對于有直母線的機翼，在前后緣之間整個機翼的最大理論容積（米）可以按下式計算：

3.2機翼設計3.2.5中等展弦比和大展弦比機翼的氣動力特性

1、機翼升力特性（CLα值的確定）中等展弦比和大展弦比機翼在低亞音速無紊流流動時的升力特性用升力系數和迎角的關系，以及升力系數對迎角的導數來評定：

2、機翼的最大升力特性機翼的最大升力特性，以CLmax的大小來評定，它決定于翼型沿翼展的分布，機翼的扭轉和平面形狀，也就是決定于它的氣動布局型式。機翼的氣動布局應該考慮到機翼的流場特點。對于后掠機翼特點有：圖3.3.2上給出了由同類翼型組成的梯形后掠機翼的CL實際值沿展向的分布。

3.2機翼設計圖3.2.3上給出了展向環(huán)量分布與機翼根梢比λ、后掠角Λ的關系。3.2機翼設計在圖3.2.4上表示了后掠機翼縱向力矩隨迎角α的變化。

圖3.2.4在Cm(α)＝f(CL)關系中“勺形區(qū)”的形成3.2機翼設計3、提高后掠機翼升力特性的措施為了提高后掠機翼的CLmax值和對應于Cm(α)或CL(α)的非線性關系開始時的CL容許值（為了減小“勺形”區(qū)范圍并把它向較大α值移動），在機翼氣動力布局上可以采用以下方法：

圖3.2.5后掠機翼在弦平面內彎曲時其剖面迎角的變化3.2機翼設計

在后掠機翼上設置隔板的型式如下圖3.2.64、機翼阻力由飛機空氣動力學教程可知，機翼總的迎面阻力可用飛機極曲線方程給出：3.2機翼設計5、機翼的力矩特性機翼的縱向力矩系數Cm取決于機翼的氣動布局和飛行狀態(tài)（CL和Ma數）。在第一次近似中，Cm=Cm0+CmCLCL，其中零力矩Cm0取決于機翼的氣動扭轉和幾何扭轉，也和飛行Ma數有關。機翼的縱向靜穩(wěn)定性CmCL=xcg-xac，除了xcg以外還取決于機翼焦點位置xac，后者取決于機翼平面形狀和Ma數。6、機翼設計開始階段機翼參數的選擇

機翼幾何參數的選擇是在實現給定的戰(zhàn)術技術要求或使用技術要求的條件下，在飛機所有參數優(yōu)化的過程中，折中氣動、重量及容積等特性的基礎上進行的。

3.2機翼設計3.2機翼設計3.2.6

小展弦比（A≤3）機翼的氣動力特性1、小展弦比機翼的流場特點和升力特性特點:從下表面通過側邊或前緣（大后掠角）向上表面形成激烈的空氣溢流。對于各種展弦比機翼的CL-α關系如下圖3.2.7所示：

3.2機翼設計2、小展弦比機翼的阻力和力矩特性小展弦比機翼的零升阻力按照中等和大展弦比機翼在亞音速的那些公式計算。小展弦比（A≤3）機翼的漩渦誘導阻力可按下式決定：3.2.7

機翼的氣動彈性3.2.8

機翼的增升裝置和副翼

1、機翼后緣的增升裝置為了解決在起飛、著陸和在強擾流中飛行時增大機翼的CL和Clmax，采用各種類型的沿機翼后緣的增升裝置，其中最常用的如圖下圖3.2.8所示。

圖3.2.8各種類型的機翼增升裝置

a－開裂式襟翼；b－簡單襟翼；c－開縫襟翼；d－后退開裂式襟翼；

e－單縫后退襟翼；f－多縫后退襟翼

3.2機翼設計

圖3.2.9各種類型的機翼增升裝置的CL-α關系

1－無襟翼；2－帶前緣縫翼；3－帶開裂式襟翼；

4－帶多縫后退襟翼；5－帶前后緣后退襟翼。3.2機翼設計2、前緣增升裝置前緣增升裝置的作用是消除或延緩大迎角時流經機翼的空氣分離，從而增大值。在翼尖布置前緣縫翼，分離的延緩可保證提高側向穩(wěn)定性和操縱性，以及改善大迎角時的副翼效率。機翼前緣增升裝置的型式有：帶特別形狀縫翼的前緣縫翼、克魯格襟翼和可偏轉的機翼前緣。

3.2機翼設計3、飛機橫向操縱性的保證

最常使用的橫向操縱的手段是設置在翼尖部分的副翼。副翼面積占機翼面積的比通常為＝0.05～0.07。副翼可采用以下一些氣動補償形式：——使用副翼還為了增大時，采用軸向補償；——帶柔軟隔膜的內腔補償（如下圖）。

1－機翼；2－前補償室；3－副翼；4－密封隔膜3.2機翼設計擾流板的型式如下圖所示：

a－理論圖；b－擾流板的結構圖：

Ⅰ－減小機翼升力的增壓區(qū)（壓力增大）；

Ⅱ－減小機翼升力的氣流分離區(qū)3.2機翼設計3.3機身設計

這一節(jié)的目的是為座艙和機身的方案設計提供具體的方法，以滿足任務規(guī)范中有關乘員、旅客和裝載的要求。3.3.1

機身設計的要求與過程

按照用途和功能特征，機身是飛機最復雜的部件之一。它的用途是多種多樣的，裝載有效載重、乘員、設備、裝備，動力裝置和燃料，并把飛機的重要部件聯成一個整體，包括機翼、尾翼、起落架和發(fā)動機。這種功能上的復雜性決定了在設計過程中不論是選擇機身參數、尺寸和形狀，還是確定作用在它上面的外載荷都有一定的難度。機身不僅承受其載重的重力，而且還承受從飛機各部件傳到機身上的載荷。

機身主要參數的確定應該和飛機其它部件的參數計算同時進行。這些計算可以用迭代循環(huán)的方式進行，這種循環(huán)的簡圖如下圖。

3.3機身設計3.3.2

機身參數的確定

機身的尺寸可以作為它的參數（上圖所示），它們是：長度lf、直徑df、最大橫截面積SMf，以及無因次的長細比，包括kf＝lf/df－機身長細比，kfh＝lfh/df－頭部長細比，kft＝lft/df－尾部長細比。當截面不是圓形時，它的特征尺寸是最大寬度B，最大高度H，還經常按機身的最大截面積來決定等效直徑,即

機身的幾何參數

3.3機身設計下表：機身長細比數據

在統(tǒng)計的基礎上導出了機身參數間關系的近似公式：其中：b和A－機翼的展長和展弦比；其中：形狀系數k，對于亞音速飛機k＝0.75～0.80；對于超音速飛機k＝

0.70～0.75；3.3機身設計機身容積:

機身表面面積

3.3.3

機身橫截面的形狀

用地板梁連接的雙圓弧形成的機身橫截面，地板梁在氣密壓差作用下承受拉伸（飛機DC－9）或壓縮（安－24）3.3機身設計機身橫截面的分布3.3.4

機身頭部和尾部外形的特點

飛行員視野、頭部形狀與風擋玻璃的協調

3.3機身設計機身尾部上翹縮短起落架支柱的長度（Δh、φ為常數）

軍用運輸機機身尾部外形的比較

3.3機身設計

波音747F飛機機身的頭部貨艙

3.3機身設計BORING747

3.4尾翼及其操縱面的設計3.4.1

尾翼初步設計1、初步確定尾翼及操縱面的位置和尺寸的步驟

第1步：作為一般原則，平尾不應直接放在推進器滑流中。第2步：確定尾翼的位置。第3步：確定尾翼尺寸。第4步：確定尾翼的平面幾何形狀。

第5步：繪制尾翼平面形狀尺寸圖。

第6步：確定縱向和航向操縱面的尺寸和位置。

第7步：簡明地用報告說明第1到第6步，并給出標注有尺寸的圖。

3.4尾翼及其操縱面的設計2、縱向靜穩(wěn)定性估算（縱向X-圖法）：

下圖給出了一些例子的縱向站位圖，注意圖中的兩個X分別代表:

（1）

Xc.g.

代表當平尾(鴨翼)改變位置時，重心c.g相對機翼平均氣動力弦前后移動的距離。（2）Xa.c.

代表當平尾(鴨翼)改變位置時，焦點a.c.相對機翼平均氣動力弦前后移動的距離。

3、航向靜穩(wěn)定性估算（航向X-圖法）：下圖給出了一個X-圖的例子。

3.4.2

尾翼外形的選擇3.4.3

操縱面外形及參數的選擇3.4尾翼及其操縱面的設計3.5推進系統(tǒng)的選擇與設計3.5.1

推進系統(tǒng)概述所有飛機推進裝置形式都是靠向后推動空氣（或燃氣）而產生推力的。飛機的推進裝置包括：（1）發(fā)動機及其附件；（2）進氣系統(tǒng)；（3）排氣系統(tǒng)。為了進行動力裝置的設計，首先需要有以下的基本數據：飛機的用途、所要求的飛機性能和飛機的起飛重量。對動力裝置的主要要求是：保證燃油消耗率最低（尤其是遠程飛機）、比重最?。ㄓ绕涫谴笸浦乇鹊娘w機），以及具有足夠的可靠性和低成本。要成功地設計出高性能的現代飛機，在很大程度上是依靠機體和動力裝置恰當地組合。只設計出具有高氣動性能和完善的重量特性的3.5推進系統(tǒng)的選擇與設計

機體是不夠的，還需要配以單位耗油率低、比重小的發(fā)動機。機體和動力裝置的特性必須匹配，也就是說要采用一種能使飛機和發(fā)動機能同時處于最佳飛行狀態(tài)的設計準則。換言之，在優(yōu)選飛機機體特性的同時，還要優(yōu)選發(fā)動機的型式及其主要參數（決定發(fā)動機高度－速度特性的參數），如B－涵道比，T3－渦輪前的燃氣溫度，ky－壓氣機增壓比等。圖3.5.1給出了現代飛機動力裝置設計的大致順序。要考慮以下兩種情況：

（1）開始設計時，發(fā)動機已制出（即在已經有了現成發(fā)動機的情況下進行飛機設計）；（2）需研制所設計飛機專用的新的發(fā)動機。

圖3.5.1飛機動力裝置設計的邏輯框圖

3.5推進系統(tǒng)的選擇與設計3.5推進系統(tǒng)的選擇與設計3.5.2

飛機的進氣道設計

1、進氣道的工作情況現代飛機動力裝置系統(tǒng)中進氣道的功能如下：（1）保證發(fā)動機在各種工作狀態(tài)下都能穩(wěn)定地工作；（2）對進入進氣道的空氣進行壓縮，使氣流的動能變成壓力勢能。

現代飛機的進氣道，為了充分地發(fā)揮作用，應該保證：（1）有盡可能高的總壓恢復系數；（2）壓氣機進口處的速度場要足夠均勻；（3）在各種使用工作狀態(tài)下都能穩(wěn)定地工作（沒有嚴重的氣流分離和壓力脈動）；（4）外部阻力盡可能小。

3.5推進系統(tǒng)的選擇與設計2、亞音速進氣道設計和使用亞音速進氣道所積累的經驗使這類進氣裝置已可以達到很高的總壓恢復系數值：σBX＝0.97～0.98。

圖3.5.2亞音速進氣道

3.5推進系統(tǒng)的選擇與設計3、超音速進氣道眾所周知，當超音速氣流流經一個物體時，要產生激波。當氣流穿過激波時，其各項參數（速度、壓力、密度、溫度）要產生突變。其變化的程度決定于激波角的大小，超音速進氣道就是利用這一現象設計的。

圖3.5.3形成激波的不同方式a－外壓式進氣道；b－混合式進氣道；c－內壓式進氣道

圖3.5.4混合式超音速進氣道（設計工作狀態(tài)）

4、進氣道和發(fā)動機的相容性保證進氣道和發(fā)動機的相容性，是使飛機機體和動力裝置特性匹配的最重要的任務。如果在出現各種可能的不穩(wěn)定因素時發(fā)動機仍能保持穩(wěn)定的特性，以穩(wěn)定和過渡狀態(tài)工作，就叫做與進氣道具有相容性。

3.5推進系統(tǒng)的選擇與設計

亞音速進氣道工作的特點是能自動協調流經發(fā)動機和進氣裝置的空氣流量。因此，亞音速進氣道不需要專門的空氣流量調節(jié)系統(tǒng)。對于按超音速飛行速度設計的進氣道，為了避免上述不穩(wěn)定因素對動力裝置工作產生有害的影響和能在較大的速度范圍內保持較高的值，應該有專門的調節(jié)系統(tǒng)，但進氣道的復雜性、質量和成本都會增加。圖3.5.5F－15飛機的進氣道調節(jié)系統(tǒng)

3.5推進系統(tǒng)的選擇與設計F-155、進氣道在飛機上的布置3.5推進系統(tǒng)的選擇與設計

選擇進氣道在飛機上的安裝位置，最重要的是要解決進氣道與發(fā)動機協調的問題，即機體與動力裝置特性的匹配。因為將單獨設計的進氣裝置安裝到飛機上以后，其特性可能產生本質的變化。

正面進氣道側面進氣道翼下（機身下）的進氣道

圖3.5.6附面層的吸除

3.5推進系統(tǒng)的選擇與設計3.5.3

排氣系統(tǒng)

1、降低底阻機身（或發(fā)動機短艙）尾部的修形，可以使其在跨音速時的阻力最小和滿足超音速飛行的要求。

底阻主要取決于飛機尾部的外形。尾部表面外形越平滑，則其周圍的壓力場越均勻，外部氣流越靠近其外表面，則底阻將不大。

圖3.5.7可調節(jié)尾噴管的截面圖

2、空氣噴氣發(fā)動機的反推力

圖3.5.8多用途戰(zhàn)斗機上發(fā)動機的氣動引射器和反推力裝置

a－進氣活門打開；b－進氣活門關閉；c－反推力裝置打開

3.5推進系統(tǒng)的選擇與設計3.6起落架設計3.6.1

起落架型式的選擇起落架是一種起飛著陸裝置，它保證飛機滑跑、起飛、著陸、著陸后滑跑以及在機場上機動滑行。這時，起落架承受作用于飛機上的各種載荷，并在著陸滑跑中將其大部分動能散逸掉。起落架型式是指支點數目及其相對于飛機重心的位置特征。目前，飛機上采用的起落架有四種型式：后三點式起落架、前三點式起落架、機翼下帶支點的自行車式起落架及多支點式起落架（見圖3.6.1）圖3.6.1a－后三點式起落架；b－前三點式起落架；c－自行車式起落架

3.6起落架設計3.6.2

起落架主要幾何參數的選擇本節(jié)討論前三點式起落架參數的選擇，因為這種型式起落架在極大多數現代飛機上已獲得廣泛應用。前三點式起落架的主要幾何參數有：（1）縱向輪距b（在側視圖中前輪與主輪軸線之間的距離）；（2）主輪距B（在前視圖中兩主輪接地點之間的距離）；（3）主輪伸出量e（在側視圖中通過飛機重心的垂線與主輪軸線之間的距離）；（4）前輪伸出量a（在側視圖中通過飛機重心的垂線與前輪軸線之間的距離）；（5）主輪伸出角；（6）防倒立角（機身尾部或尾橇與跑道平面的接觸角）；（7）停機角（機身水平基準線與跑道平面之間的夾角）。3.7飛機初步設計實例

為了加深對本章內容的了解，下面以150座噴氣式飛機為例進行初步設計。（省略）4.1操縱系統(tǒng)的特性4.1操縱系統(tǒng)的特性設計飛機操縱系統(tǒng)與設計飛機其它部件的主要區(qū)別與操縱系統(tǒng)的特點有關。這就是說，操縱系統(tǒng)是將飛行員與操縱機構連在一起的一種隨動系統(tǒng)。因此，在設計這種系統(tǒng)時，在很大程度上必須考慮“人”的因素。除此之外，為了使所設計的操縱系統(tǒng)能保證飛機有良好的操縱性，不僅需要考慮這個系統(tǒng)所驅動的舵面的特性，它的鉸鏈力矩、慣性、重量、剛度等，而且還要考慮飛機本身的氣動特性、慣性和動態(tài)特性。飛機的操縱可以由飛行員進行，也可以用自動控制系統(tǒng)來實現。將飛行員視為控制回路的一個組成部分，也可以簡化地組成一個自動調節(jié)系統(tǒng)，這個系統(tǒng)由彼此互相密切連在一起的飛行員、操縱系統(tǒng)和飛機三個主要環(huán)節(jié)構成。飛行員作為操縱回路中的一個環(huán)節(jié),

飛機操縱系統(tǒng)設計與分析4.1操縱系統(tǒng)的特性其本身可簡化為由三個相互關聯環(huán)節(jié)所組成的自動調節(jié)系統(tǒng)（圖4.1.1）：敏感器官（感受機構－“傳感器”），中心神經系統(tǒng)（完成信息加工和選擇決定的系統(tǒng)），以及執(zhí)行機構（手臂、腿、背部肌肉）。圖4.1.1（a）“駕駛員－操縱系統(tǒng)－飛機”控制回路閉環(huán)系統(tǒng)圖；（b）駕駛員作為控制回路的指令中心環(huán)節(jié)，用操縱機構消除飛行參數偏差量的系統(tǒng)原理圖

4.1操縱系統(tǒng)的特性飛機作為控制對象在空間有6個自由度，其運動由6個微分方程（歐拉方程）所描述。在一般情況下，只要這些方程的解能確定任何瞬間飛機在空間運動的特性，特別是飛行員對操縱機構操作之后的運動特性，也就能判斷這種運動的穩(wěn)定性。但是，直接解這些方程是相當困難的。如果在初始飛行狀態(tài)就采取無側滑的直線穩(wěn)定飛行，并且認為對初始運動參數值的偏離很小，那么由于飛機的對稱性就可將含有6個運動方程的方程組分為兩個獨立的方程組，這兩個方程組以已知的精度分別描述飛機在垂直平面內的運動(稱為縱向運動)和其它兩個平面內的運動（稱為側向運動）。在利用存在運動交聯的方程求解飛機運動時，每一個運動（縱向和側向）均由有四個微分方程的方程組來描述?？v向運動方程組描述兩種振蕩運動，該振蕩運動是在飛機上外部干擾（氣動干擾、操縱舵面偏轉、發(fā)動機推力變化等）停止作用之后產生的。這種振蕩運動中4.1操縱系統(tǒng)的特性

的一個進行得很快，周期不長（數量級為1～5秒），稱為短周期運動；另一個進行得較慢，并且周期較長（數量級為幾十秒），稱為長周期運動。

求解側向運動方程組得出，在現代飛機上，通常側向運動是兩個非周期性運動和一個周期性振蕩運動之和。短周期縱向運動和側向振蕩運動在外干擾作用和舵面偏轉之后所產生的運動特性是飛行員評價飛機穩(wěn)定性和操縱性的標準。飛機縱向穩(wěn)定性和操縱性主要取決于飛機的下列參數：W/S,ry2=Iy/mcA,CLα，CmCL，Cmq，Cmα。

飛機的側向振蕩運動，其特點是與偏航和滾轉運動密切相關，這種運動的特點主要取決于導數Clβ，Cnβ和Cnγ，以及慣性質量特性rx2=4Ix/mb2,rz2=4Iz/mb2和Ix/Iz。

4.2現代高速飛機穩(wěn)定性和操縱性的基本特

點與操縱系統(tǒng)設計高速飛機的普遍特點是，在超音速時，操縱機構的鉸鏈力矩急劇增大，增量隨速壓的增長和超過臨界M數時操縱舵面壓力的重新分布而增加，也隨舵面尺寸的增大而增加。超音速飛機最重要的特點是縱向靜態(tài)過載穩(wěn)定性與飛行狀態(tài)密切相關。由于飛機在跨音速區(qū)焦點急劇后移，因而造成跨音速的速度不穩(wěn)定，這種不穩(wěn)定性在向超音速加速時表現為“自動俯沖”，在從超音速向亞音速減速時表現為“自發(fā)增加過載”（“過載急增”）。迎角達到12°～15°時縱向靜態(tài)過載穩(wěn)定性喪失。所有的高速飛機的品質變差是飛機繞所有三個軸的固有振蕩阻尼惡化。對于所有飛機，縱向操縱舵面的偏轉和相應的單位過載所需操縱桿的位移，隨飛行速度的增大而減小的量是固定的。4.2現代高速飛機穩(wěn)定性和操縱性的基本特

點與操縱系統(tǒng)設計橫向靜態(tài)穩(wěn)定性實質上取決于飛行迎角和M數。

對所有超音速飛機，保證側向穩(wěn)定性的困難很大（Cn.β>0）。

高速飛機橫向操縱性的特點之一是，在高速飛行時橫向操縱效率顯著下降。

圖4.2.1現代高速飛機操縱系統(tǒng)的構成1-操縱桿；2-載荷機構；3-調整片效應機構；4-機械傳動；5-復合搖臂；6-自動控制系統(tǒng)的多通道傳動；7-多余度舵面?zhèn)鲃樱?-舵面；9-駕駛和舵的協調信號；10-指示儀表和信號。4.3飛機主動控制技術

4.3.1引言在70年代初，當模擬式四余度電傳飛行操縱系統(tǒng)作為飛機主操縱系統(tǒng)，代替不可逆的助力機械操縱系時，出現了一種用附加在電傳(主)操縱系統(tǒng)上的某些飛行控制系統(tǒng)來提高飛行品質的飛機，稱之為隨控布局飛機(CCV)。

隨控布局飛機設計思想是根據控制的需要，在飛機上設置一些操縱面，利用其偏轉，或利用原有操縱面的偏轉來改變飛機的氣動力布局和結構上的載荷分布，以減小飛機的阻力和減輕飛機結構的重量。在隨控布局技術的項目中，已經在飛機上應用的有：放寬靜穩(wěn)定性、機動載荷控制和飛行邊界控制等,已經進行飛行試驗的有：直接力控制、陣風減載、乘座品質控制和機動增強等；仍在研究中的有：顫振主動抑制。除直接力控制外，其它各項均屬于“主動控制技術(ACT)”

。由此可見，隨控布局技術包含了主動控制技術，但其內容更廣泛一些.4.3飛機主動控制技術4.3.2放寬靜穩(wěn)定性要求

放寬靜穩(wěn)定性要求及飛行邊界控制是兩項最基本的隨控布局技術。旅客機可以采用移動重心法來解決超音速飛行時的配平阻力過大的問題，但對于高機動性的殲擊機來說就不適用了。只有在“放寬靜穩(wěn)定性要求”實現之后才可解決這個問題。

4.3.3機動載荷控制機動載荷控制的目的，對于大型（轟炸、運輸）飛機和小型（殲擊）飛機是不同的。對于大型飛機是提高其巡航經濟性；對于小型飛機則是提高其機動性。NB－52飛機的機動載荷控制的控制面

F－4飛機使用機動載荷控制

4.3飛機主動控制技術B-52F-44.3飛機主動控制技術4.3.4直接力操縱

直接力操縱就是在不改變飛機飛行姿態(tài)的條件下，通過操縱一些操縱面直接提供附加升力或側力，使飛機作垂直方向或側向的平移運動來改變飛機的航跡，即所謂作“非常規(guī)機動”飛行。直接力操縱一般分為直接升力操縱和直接側力操縱，分別圖示于下：(a)直接升力控制(b)直接側力控制圖示直接力操縱裝置的示意圖

4.3飛機主動控制技術三種側向運動

直接升力控制模式

4.4電傳操縱系統(tǒng)

4.4.1電傳操縱系統(tǒng)的提出控制增穩(wěn)操縱系統(tǒng)的主要優(yōu)點：能兼顧駕駛員對飛機穩(wěn)定性和操縱性的要求。解決了飛機在向高速、高空、高性能發(fā)展中穩(wěn)定性和操縱性間的矛盾，使飛機的性能有很大提高。但它仍然存在以下問題：（1）控制增穩(wěn)操縱系統(tǒng)是在不可逆助力操縱系統(tǒng)基礎上，通過復合搖臂迭加電氣通道而組成的，在重量和結構復雜程度上均比不可逆助力操縱系統(tǒng)高，這會對飛機設計造成很大困難，也影響性能的提高。（2）控制增穩(wěn)系統(tǒng)對舵面的操縱權限是有限的。（3）產生力反傳（4）戰(zhàn)傷生存力低60年代中期，由于計算機和微處理機小型化，為解決上述問題創(chuàng)造了有利條件，與此同時現代控制理論和余度技術日趨成熟，故去掉控制增穩(wěn)操縱系統(tǒng)中機械桿系、增大增益，并將操縱權限擴展為全權限，引入飛機狀態(tài)參數反饋信號，此時該系統(tǒng)已成為電傳操縱系統(tǒng)了。4.4電傳操縱系統(tǒng)對電傳操縱系統(tǒng)的分析設計，主要包括兩個方面：一是控制律；二是可靠性。4.4.2電傳操縱系統(tǒng)中可靠性與余度技術所謂采用余度技術就是引入多重(套)系統(tǒng)來執(zhí)行同一指令，完成同一項工作任務。多重系統(tǒng)也稱余度系統(tǒng)。圖示是四余度系統(tǒng)簡圖。

4.4電傳操縱系統(tǒng)同時滿足下述三個條件的多重系統(tǒng)稱為余度系統(tǒng)。采用余度系統(tǒng)的目的是為了增加系統(tǒng)的可靠性，其實質是通過消耗更多的能源來換取可靠性的提高。

(1)對組成系統(tǒng)的各個部分具有故障監(jiān)控、信號表決的能力。(2)一旦系統(tǒng)或系統(tǒng)中某部分出現故障后，必須具有故障隔離的能力。(3)當系統(tǒng)中出現一個或數個故障時，它具有重新組織余下的完好部分，使系統(tǒng)具有故障安全或雙故障安全的能力，即在性能指標稍有降低的情況下，系統(tǒng)仍能繼續(xù)承擔任務。4.4.3電傳操縱系統(tǒng)的組成

電傳操縱系統(tǒng)可分為模擬式和數字式兩種，數字式是發(fā)展方向。4.4電傳操縱系統(tǒng)

F—16飛機是世界上第一架現役的電傳操縱系統(tǒng)飛機。圖4.4.3為F—16A飛機的電傳操縱系統(tǒng)原理圖。

F-16

四余度模擬式電傳操縱系統(tǒng)原理圖

電傳操縱系統(tǒng)可定義為：駕駛員的操縱指令信號，只通過導線（或總線）傳給計算機，經計算按預定的規(guī)律產生輸出指令，操縱舵面偏轉，以實現對飛機的操縱。顯然它是一種人工操縱系統(tǒng)，其安全可靠性是有余度技術來保證的。

4.4電傳操縱系統(tǒng)4.5綜合飛行控制系統(tǒng)

4.5.1綜合飛行／火力控制系統(tǒng)綜合飛行／火力控制(IFFC)技術是美國在20世紀70年代中期提出的一種新的航空技術。它以飛機主動控制技術為基礎，通過飛行／火力耦合器將能解耦操縱的飛行控制系統(tǒng)(FCS)和攻擊瞄準系統(tǒng)綜合成一個閉環(huán)武器自動投放系統(tǒng)。

1、綜合飛行/火力控制系統(tǒng)基本組成及特點4.5綜合飛行控制系統(tǒng)

IFFC具有以下特點：①飛機采用主動控制技術，獲得多自由度解耦控制功能，或者至少載機飛行控制能部分地(或近似地)實現飛行狀態(tài)和飛行姿態(tài)間的解耦控制。②飛行控制系統(tǒng)能在火力控制系統(tǒng)的耦合下，操縱飛機進行自動攻擊。③采用適合于自動機動攻擊的火力控制系統(tǒng)。

2、綜合飛行／火力控制對飛行控制系統(tǒng)的要求

IFFC技術是在主動控制技術的基礎上發(fā)展起來的。為了提高IFFC系統(tǒng)的效益，必須考慮到IFFC系統(tǒng)的特殊性，針對不同的武器模態(tài)對飛行控制系統(tǒng)的不同要求分別設計相應的飛行控制系統(tǒng)。下面以美國AFTI／F-16先進戰(zhàn)斗機技術綜合計劃為例加以說明。

4.5綜合飛行控制系統(tǒng)

AFTI／F-16通過提高飛行品質和引入新的控制自由度來改進飛行軌跡的控制。

圖示AFTI/F-16控制規(guī)律對模態(tài)結構

4.5綜合飛行控制系統(tǒng)4.5.2綜合飛行／推進控制系統(tǒng)

綜合飛行／推進控制(IFPC)技術就是把飛機與推進(包括進氣道、發(fā)動機和尾噴管)系統(tǒng)綜合考慮，在整個飛行包線內最大限度地滿足飛行任務的要求，以滿足推力管理，提高燃油效率和飛機的機動性，有效地處理飛機與推進系統(tǒng)之間耦合影響及減輕駕駛員負擔等項要求，從而使系統(tǒng)達到整體性能優(yōu)化。一般來說，IFPC技術包括系統(tǒng)功能綜合和系統(tǒng)物理綜合。前者是提高飛機武器系統(tǒng)整體性能的有效途徑；后者可改善系統(tǒng)有效性(SE)和全壽命費用(LCC)。

下面以某型殲擊機為例，說明帶推力矢量綜合飛行／推進控制系統(tǒng)的組成和功能。某殲擊機具有水平鴨翼的三翼面氣動布局；該機裝有兩4.5綜合飛行控制系統(tǒng)臺雙軸渦輪噴氣發(fā)動機；尾噴管安裝具有反推力能力的俯仰／偏航矢量噴管。該機綜合飛行／推進控制系統(tǒng)的方塊圖如下圖所示。

圖示綜合飛行/推進控制系統(tǒng)方塊圖4.5綜合飛行控制系統(tǒng)4.5.3飛行管理系統(tǒng)飛行管理系統(tǒng)(FMS--FlightManagementSystem)是一個協助飛行員完成從起飛到著陸各項任務的系統(tǒng)，可管理、監(jiān)視和自動操縱飛機，實現全航程的自動飛行，是當代民航先進飛機如波音公司的757／767、空中客車公司的A310、A320等采用的一種新型機載設備。它集導航、制導、控制及座艙顯示于一體，將飛機的自動化水平推到了一個嶄新的階段。飛行管理系統(tǒng)的主要功能一般可歸結為4個：自動飛行控制、性能管理／制導／導航、咨詢／報警顯示和乘員操作。

飛行管理系統(tǒng)的核心是飛行管理計算機系統(tǒng)。飛行管理系統(tǒng)的構成如下圖所示：圖示飛行管理系統(tǒng)4.5綜合飛行控制系統(tǒng)5.1飛機壽命周期費用的概念和分析方法5.1.1

飛機壽命周期費用的提出5.1.2

壽命和壽命周期費用的基本概念1、飛機的壽命(life)

飛機的壽命是從人的壽命這一概念借用來的，用來表示飛機的耐久性。一般來說，有關飛機壽命的概念主要有兩種：自然壽命和規(guī)定壽命。（1）自然壽命自然壽命是指某一飛機從開始使用到不能繼續(xù)使用為止的持續(xù)工作時間或日歷時間。每架飛機的自然壽命是不可預測的，是一個隨機量。（2）規(guī)定壽命規(guī)定壽命是一種技術指標，是指大量飛機自然壽命的統(tǒng)計值。它與裝備的自然壽命有著本質區(qū)別。航空技術裝備的壽命是指裝備按照規(guī)定進行使用、維修和保管的條件下允許用于飛行的規(guī)定時限。

飛機費用與效能析5.1飛機壽命周期費用的概念和分析方法2、飛機的壽命周期(lifecycle)

就飛機而言，其壽命周期指該型飛機從論證開始直到退役為止的整個周期。我國規(guī)定，飛機的壽命周期可分為如下4個階段：

（1）

研制階段

（2）

采購階段

（3）

使用保障階段

（4）

退役處置階段。

3、飛機壽命周期費用(LCC——1ifecyclecost)(1)

費用(cost)

消耗的資源(人、財、物和時間)稱為費用，通常用貨幣度量。(2)飛機壽命周期費用(1ifecyclecost，LCC)

在預期的壽命周期內，為飛機的論證、研制、生產、使用、維修與保障、退役所付出的一切費用之和稱為飛機的壽命周期費用。5.1飛機壽命周期費用的概念和分析方法5.1.3飛機壽命周期費用的構成飛機壽命周期費用以時間階段可分為：研究、發(fā)展、試驗與鑒定費用、生產費用、地面保障設施與最初的備件費用、專用設施費用、使用保障費用、處置費等，如下圖所示。圖中方塊的大小與飛機某一種典型的費用的高低成比例。圖示飛機的壽命周期費用的構成5.2研究、發(fā)展、試驗與鑒定費用和生產費用分析

——蘭德DAPCAIV模型5.1.4飛機壽命周期費用分析的方法不同的壽命周期費用模型，形成了不同的費用分析方法。目前，壽命周期費用分析的方法主要有類比法、參數法和工程估算法三種。5.2研究、發(fā)展、試驗與鑒定費用和生產費用分析

——蘭德DAPCAIV模型

（略）5.3使用保障費用使用保障費用主要包括燃油費用、空勤人員費用和維護費用等。5.3.1

燃油費用

為了估算每年的燃油費用，常用的方法是：選擇一個典型的任務剖面，用該剖面的飛行時間和消耗的燃油量計算出每小時平均的燃油消耗量；再將它乘以每架飛機每年的平均飛行小時數，就可得到這架飛機每年的燃油消耗量的估計值；最后，將每年飛行的燃油消耗量乘以燃油價格，即可得到這架飛機每年的燃油費用。

滑油費用不包含在燃油費用中。不過，滑油費用一般不到燃油費用的0.5％，故在估算時可以忽略不計。5.3.2空勤人員費用軍用飛機和民用飛機空勤人員費用的計算是不同的。5.3使用保障費用1、民用飛機的空勤人員費用民用飛機空勤人員（包括飛行人員和機艙乘務員）的費用，可根據每年的“輪擋時間”的統(tǒng)計值來進行估算。輪擋時間是從飛行拿開“輪擋”開始離場到飛行結束后在終點放下輪擋所用的總時間。2、軍用飛機的空勤人員費用軍用飛機空勤人員的費用是由現役飛行人員的人數來確定的。一般來說，軍用飛機的駕駛員和其它空勤人員比飛機的數量要多?，F役飛行人員的人數等于飛機架數乘以每架飛機所擁有的空勤人員數。5.3.3維護費用維護費用可分為不定期維護費用和定期維護費用。不定期維護費用是隨機的，其大小由飛機發(fā)生多少次故障和排除故障的平均費用而定。5.3使用保障費用

1、維護人工費定期維護視需要正式定期維護的項目數以及定期維護的次數和費用而定。通常，定期維護是按累積的飛行小時來安排的。

根據平均每飛行小時需要的維護工時數和平均每年的飛行小時數，可估算出每年的維護工時；進一步根據從航空公司或軍事部門得到的人工綜合費率即可算出維護人工費率。在缺乏可靠數據的情況下，可以近似地用前述的制造綜合費率來代替維護人工費率。2、維護材料費軍用飛機維護用的材料、零件和供給品的費用約等于人工費用。5.3.4折舊費和保險費折舊費實際上是飛機價格按其使用壽命的分配。最簡單的折舊

5.4飛機作戰(zhàn)效能分析

準則是直線法，按照這種方法，每年的折舊費等于買價除以折舊持續(xù)年數。商用飛機的折舊準則期限通常是12~14年，但他們也可能有20年或更長的使用壽命。

5.4.1概述武器裝備的效能（Effectiveness）通常是指該武器裝備完成預定作戰(zhàn)任務能力的大小。作戰(zhàn)飛機的“效能”可用公式表達如下：

E=C*A*D*S（5.4.1）

式中，E是效能，C是作戰(zhàn)能力，A是可用度，D是可靠度，S是保障度。這四種主要衡量準則的相互關系是乘法關系。因為只要其中1項很差，那么這種飛機的“效能”也就很低。5.4.2飛機作戰(zhàn)效能評估的特點

對作戰(zhàn)飛機效能的評估有如下特點，即概略性、相對性、時效性和局限性。5.4飛機作戰(zhàn)效能分析5.4.3飛機作戰(zhàn)能力的評估方法1、概述飛機作戰(zhàn)能力的評估方法一般包括計算評估法和專家評估法。評估作戰(zhàn)飛機戰(zhàn)斗力的計算評估法其計算特點和評估方式可分為參數計算法、概率分析法和需要量估算法3類。2、參數計算法這是最常用的方法。它還可分為順序評估法、相對值評估法、相對指數法、多參數（品質）分析法和對數法等。

3、相對指數法

4、多參數（品質）分析法

5、對數法

5.5多任務攻擊機概念綜合設計的基本原理

5.5.1引言現代多任務攻擊機（Multi-TaskAttacker——MTA）是指對敵國土、要地防空系統(tǒng)具有一定突防能力、能夠深入敵縱深打擊地面戰(zhàn)術或戰(zhàn)略目標的對地攻擊機。

5.5.2MTA概念綜合設計任務的確立設新型號MTA的設計目的是在給定作戰(zhàn)環(huán)境下的一次性作戰(zhàn)行動中擊毀敵NA個數量的廣義目標，需要優(yōu)化確定MTA的各類概念設計和概念戰(zhàn)術設計參數，使得在MTA的作戰(zhàn)生存期限內的研制、試驗、生產和維護總費用最?。ㄔ谕瓿山o定作戰(zhàn)任務時，相當于費效比最?。Ｔ撛O計思想可用下式描述：

式中W（X，Y，G，D，U，V）為MTA機群完成給定作戰(zhàn)任務所需的的總研制、生產、維護費用。

5.5多任務攻擊機概念綜合設計的基本原理5.5.3MTA典型可選方案構成在MTA概念設計階段，一般可按噸位將MTA分為MMTA個方案：{GMTA0(j),j=1,2,…MMTA},其中GMTA0(j)為第j個方案的MTA起飛質量。（1）

MTA攜帶空對地導彈進入敵防空系統(tǒng)作用區(qū)。此時，MTA概念綜合設計將優(yōu)化選擇進入敵防空系統(tǒng)作用區(qū)的縱深距離DA、MTA機載防御系統(tǒng)的組成和特性參數；（2）MTA攜帶防區(qū)外發(fā)射空對地導彈，MTA無須進入敵防空作用區(qū)，即可完成對敵地面目標的攻擊，此時MTA無須裝備除目標掃描—瞄準系統(tǒng)（機載雷達）之外的防御系統(tǒng)。顯然，第二種方案是第一種方案的極限情況。

MTA停泊機場到敵防空系統(tǒng)作用區(qū)邊界的距離DB是MTA另外一種重要的概念設計參數。

5.5多任務攻擊機概念綜合設計的基本原理5.5.4MTA概念綜合設計典型模型系統(tǒng)的構成為了合理選擇MTA概念綜合設計參數，使MTA具有好的綜合作戰(zhàn)效能，設計模型必須反映MTA的整個戰(zhàn)斗飛行過程，由MTA概念綜合設計的任務及MTA戰(zhàn)斗飛行過程并利用大系統(tǒng)分解的概念，可得到MTA概念綜合設計模型系統(tǒng)構成結構圖（如下圖）

6.1飛機總體參數的多學科設計優(yōu)化

6.1.1多學科設計優(yōu)化的基本概念

飛機總體設計是一個復雜的系統(tǒng)工程，覆蓋了多個學科的內容，例如空氣動力學、結構學，推進理論，控制論等。

多學科設計優(yōu)化是一種解決大型復雜工程系統(tǒng)設計過程中耦合與權衡問題，同時對整個工程進行綜合優(yōu)化設計的有效方法。多學科設計優(yōu)化技術有下列特點：（1）通過對整個系統(tǒng)的優(yōu)化設計解決不同學科間權衡問題，給出整個系統(tǒng)的最優(yōu)設計方案，提高設計質量。（2）通過直接或間接的數值計算方法解決各學科之間的耦合問題，容易獲得各學科之間協調一致的設計，消除了過去依靠經驗試湊迭代計算解決耦合問題。（3）通過系統(tǒng)分解使計算并行化成為可能，通過計算機網絡將分散在不同地區(qū)和設計部門的計算模塊和專家組織起來，實現并行設計，使系統(tǒng)的綜合優(yōu)化設計變得簡單。

飛機總體參數優(yōu)化6.1飛機總體參數的多學科設計優(yōu)化

(4)通過近似技術和可變復雜性模型的分析方法，減少系統(tǒng)分析次數，提高設計優(yōu)化效率。

(5)通過系統(tǒng)和各子系統(tǒng)數學模型的模塊化以及它們之間有效的通訊及其組織形式，使各學科各計算模塊之間數據傳輸量和所需附加操作盡可能少。6.1.2協同優(yōu)化（CollaborativeOptimization）

協同優(yōu)化將優(yōu)化設計問題分為兩級：一個系統(tǒng)級和并行的多個學科級。協同優(yōu)化的系統(tǒng)級優(yōu)化問題表述如下：

其中：f(z)：系統(tǒng)級目標函數；

z：系統(tǒng)級設計變量向量，共有k個，zij表示第j個系統(tǒng)級設計變量，被分配到了第i個學科中；

P：系統(tǒng)級設計參數向量，它是學科級優(yōu)化的設計變量最優(yōu)解，共有l(wèi)個，Pij表示第j個設計變量最優(yōu)解，由第i個學科級優(yōu)化傳來，它是系統(tǒng)級分配給學科級優(yōu)化的設計變量的函數；

J：系統(tǒng)級約束，共有N個；

hi：系統(tǒng)級分配到第i個學科級的設計變量個數；協同優(yōu)化的學科級優(yōu)化問題表述如下（以第i個學科為例）：

式中：q：學科級優(yōu)化目標變量，等于系統(tǒng)級分配下來的系統(tǒng)級設計變量z；x：學科級優(yōu)化設計變量；ci：學科級優(yōu)化約束；系統(tǒng)級優(yōu)化同學科級優(yōu)化的關系如下：6.1飛機總體參數的多學科設計優(yōu)化6.1飛機總體參數的多學科設計優(yōu)化協同優(yōu)化算法的框架及各模塊間信息通訊如下圖所示。6.1飛機總體參數的多學科設計優(yōu)化6.1.3并行子空間優(yōu)化（ConcurrentSubspaceOptimization）

并行子空間優(yōu)化算法將設計優(yōu)化問題分解為若干個學科級優(yōu)化問題和一個系統(tǒng)級優(yōu)化